BRPI1107040A2

BRPI1107040A2 - Airfoil

Info

Publication number: BRPI1107040A2
Application number: BRPI1107040-4A
Authority: BR
Inventors: Alan Brocklehurst
Original assignee: Westland Helicopters
Priority date: 2010-12-02
Filing date: 2011-11-30
Publication date: 2015-07-28
Also published as: BRPI1107040B1; US9085359B2; GB2486021B; KR20120060756A; JP6068792B2; US20120237354A1; EP2508423B1; GB2486021A; CN102582831B; RU2011148749A; RU2513355C2; CA2759909C; CN102582831A; JP2017024717A; EP2508423A3; GB201020426D0; EP2508423A2; KR101808331B1; JP2012116477A; CA2759909A1

Abstract

Aerofólio. Um aerofólio tem uma porção principal de seção transversal de aerofólio, uma extremidade de raiz no sentido do vão interna onde o aerofõlio está em uso fixado a uma estrutura de suporte, e em uma extremidade no sentido do vão mais externo fora da porção principal, além de uma estação de ponta, uma região de ponta, e a região de ponta incluindo uma borda extrema, a configuração de forma de planta da borda extrema situada em uma primeira curva de bezier construída a partir de pelo menos quatro pontos de controle pi, p2, p3 e p4, os pontos de controle pi, p2, p3 e p4 estando individualmente situados na periferia de um polígono que limita a região de ponta, o ponto de controle de bezier pl estando localizado em uma borda dianteira do aerofólio na estação de ponta, a qual está em uma posição no sentido do vão entre 93,5%r e 95,9%r, onde se encontram o primeiro e o segundo lado do polígono, o primeiro lado estando na estação de ponta que se estende perpendicularmente até um eixo de referência de hélice, que se estende no sentido do vão da porção principal do aerofólio, e o segundo lado sendo uma tangente em relação à borda dianteira do aerofólio no ponto de controle pl, que se estende entre o ponto de controle pí até uma posição onde o segundo lado encontra~um terceiro lado.do polígono de limite em uma posição no sentido para fora da borda extrema, o terceiro lado sendo paralelo ao primeiro lado e se estendendo entre a posição onde o terceiro lado encontra o segundo lado, até onde se encontram o terceiro lado e o quarto lado, o ponto de controle p2 estando localizado no segundo lado em uma posição entre 30% e 80% ao longo do segundo lado a partir de pl, o ponto de controle p3 estando localizado no terceiro lado em uma posição entre 30% e 90% ao longo do terceiro lado a partir de onde o segundo e o terceiro lado se encontram, e o ponto de controle 24 estando localizado rio ponto extremo de extremidade mais externa em uma borda traseira do aerofólio, onde r é o vão de aerofólio, efetivo.Airfoil. An airfoil has a main cross-sectional portion of an airfoil, an inner-root root end where the airfoil is in use attached to a support structure, and at an outer-outermost end outside the main portion. of a tip station, a tip region, and the tip region including an extreme edge, the extreme edge plan shape configuration situated on a first bezier curve constructed from at least four control points pi, p2 , p3 and p4, the control points pi, p2, p3 and p4 being individually situated on the periphery of a point bounding polygon, the bezier control point pl being located on a front edge of the airfoil at the tip station , which is in a span position between 93.5% and 95.9% r, where are the first and second sides of the polygon, the first side being at the perpendicularly extending tip station to a propeller reference axis extending towards the gap of the main portion of the airfoil, and the second side being a tangent to the front edge of the airfoil at the control point pl extending between the control point to a position where the second side meets a third side of the boundary polygon in a position away from the extreme edge, the third side being parallel to the first side and extending between the position where the third side meets the second edge. On the other hand, as far as the third and fourth sides are, the control point p2 being located on the second side at a position between 30% and 80% along the second side from pl, the control point p3 being located on the third side at a position between 30% and 90% along the third side from where the second and third side meet, and the control point 24 being located at the outermost endpoint at a rear edge of the airfoil, where r is the effective airfoil gap.

Description

AEROFÓLIOAEROPOLIUM

DESCRIÇÃO DA INVENÇÃODESCRIPTION OF THE INVENTION

Esta invenção se refere a um aerofõlio e mais especificamente, mas não exclusivamente, a um aerofõlio rotativo ou hélice de rotor. A invenção foi desenvolvida especificamente para uma hélice de rotor de um helicóptero, isto é, uma hélice de rotor de um rotor antitorque; ou rotor de cauda, e uma hélice de rotor de um sistema de rotor de sustentação principal de uma aeronave, porém a invenção pode ser aplicada a outros aerofólios, apenas como exemplo, uma pã de turbina eólica.This invention relates to an airfoil and more specifically, but not exclusively, to a rotary airfoil or rotor propeller. The invention has been specifically developed for a rotor propeller of a helicopter, that is, a rotor propeller of an anti-rotor rotor; or tail rotor, and a rotor propeller of an aircraft main support rotor system, but the invention may be applied to other airfoils, by way of example only, a wind turbine blade.

De acordo com um primeiro aspecto da invenção proporcionamos um aerofõlio tendo uma porção principal de uma seção transversal de aerofõlio, uma extremidade de raiz no sentido do vão interno onde o aerofõlio, em uso, é fixado a uma estrutura de suporte, e uma extremidade no sentido do vão mais externo fora da porção principal, além de uma estação de ponta, uma região de ponta, e uma região de ponta incluindo uma borda extrema, a configuração de forma de planta da borda extrema situada em uma primeira curva de Bezier construída a partir de pelo menos quatro pontos de controle PI, P2, P3 e P4, cada um dos pontos de controle Pl, P2, P3 e P4 situado na periferia de um polígono que__limita a região__de ponta, o ponto de controle ____ de Bezier Pl estando localizado em uma borda dianteira do aerofõlio na estação de ponta, que está em uma posição de vão entre 93,5%R e 95,9%R, onde se encontram o primeiro e o segundo lado do polígono, o primeiro lado estando na estação de ponta que se estende de forma perpendicular a um eixo de referência de hélice, que se estende no sentido do vão da porção principal do aerofólio, e o segundo lado sendo uma tangente em relação à borda dianteira do aerofólio no ponto de controle Pl, que se estende entre o ponto de controle Pl até uma posição onde o segundo lado encontra um terceiro lado do polígono de limite em uma posição no sentido para fora da borda extrema, o terceiro lado sendo paralelo ao primeiro lado e se estendendo entre a posição onde o terceiro lado encontra o segundo lado, até onde se encontram o terceiro lado e o quarto lado, o ponto de controle P2 estando localizado no segundo lado em uma posição entre 30% e 80% ao longo do segundo lado a partir de Pl, o ponto de controle P3 estando localizado no terceiro lado em uma posição entre 30% e 90% ao longo do terceiro lado a partir de onde o segundo e o terceiro lado se encontram, e o ponto de controle P4 estando localizado no ponto extremo de extremidade mais externa em uma borda traseira do aerofólio, onde R é o vão de aerofólio efetivo.According to a first aspect of the invention we provide an airfoil having a main portion of an airfoil cross section, a root end towards the internal gap where the airfoil in use is attached to a support structure, and an end on the airframe. outermost space outside the main portion, in addition to a peak station, a tip region, and a tip region including an extreme edge, the extreme edge plan shape configuration situated on a first Bezier curve constructed to From at least four control points PI, P2, P3, and P4, each of the control points Pl, P2, P3, and P4 on the periphery of a polygon that __ limits the ___ region, the control point ____ of Bezier Pl being located at a leading edge of the aerofoil at the peak station, which is in a span position between 93.5% R and 95.9% R, where the first and second sides of the polygon are, the first side being at and nose station extending perpendicular to a propeller reference axis extending in the direction of the main portion of the airfoil, and the second side being a tangent to the front edge of the airfoil at control point P1, extending from control point P1 to a position where the second side meets a third side of the boundary polygon in a position away from the extreme edge, the third side being parallel to the first side and extending between the position where the third side meets the second side, as far as the third side and the fourth side are, the control point P2 being located on the second side at a position between 30% and 80% along the second side from Pl, the control point P3 being located on the third side at a position between 30% and 90% along the third side from where the second and third side meet, and control point P4 being located on the p onto the outermost end edge at a rear edge of the airfoil, where R is the effective airfoil gap.

No caso de um aerofólio fixo, o vão de aerofólio efetivo R é a distância a partir da extremidade de raiz até o ponto extremo de extremidade mais externa. Considerando o caso de um aerofólio rotativo tal como uma hélice de rotor, o diâmetro de varredura do sistema rotativo seja algumas vezes referido como o vão, nesse relatório descritivo onde O-aerofólio é referido como um aerofólio rotativo tal como uma hélice de rotor, o vão de aerofólio efetivo é o raio de varredura a partir de um eixo de rotação adjacente à extremidade de raiz, até o ponto extremo de extremidade mais externa.In the case of a fixed airfoil, the effective airfoil gap R is the distance from the root end to the outermost endpoint. Considering the case of a rotary airfoil such as a rotor propeller, the sweep diameter of the rotary system is sometimes referred to as the span, in that descriptive report where O-airfoil is referred to as a rotary airfoil such as a rotor propeller. Effective airfoil range is the sweep radius from an axis of rotation adjacent the root end to the outermost endpoint.

A presente invenção facilita o uso de software CAD para projetar a configuração de borda extrema de um aerofólio. Vantagens a partir de qualquer de tais formatos de borda extrema também são realizadas em voo de avanço (no sentido da borda) onde o limite de perda de velocidade e os limites de compressibilidade que limitam a capacidade de transporte de carga e velocidade dos helicópteros podem ser rechaçados. A modelagem da borda extrema na forma da invenção também proporciona uma vantagem acústica.The present invention facilitates the use of CAD software to design the extreme edge configuration of an airfoil. Advantages from any of these extreme edge shapes are also realized in forward flight where the speed loss limit and compressibility limits that limit the helicopter's cargo carrying capacity and speed can be rejected. Extreme edge shaping in the form of the invention also provides an acoustic advantage.

Convenientemente, a curva de Bezier na qual se situa a configuração de forma de planta da borda extrema, é uma curva de Bezier cúbica definida por quatro pontos de controle. Contudo, uma curva de Bezier mais complexa pode ser construída, o que exigiria mais do que quatro pontos de controle.Conveniently, the Bezier curve in which the extreme edge plan shape configuration is located is a cubic Bezier curve defined by four control points. However, a more complex Bezier curve can be constructed, which would require more than four control points.

Convenientemente, o polígono de limite ê um trapézio embora outro polígono tipicamente de quatro lados possa limitar a região de ponta, em cada caso o ponto extremo de extremidade mais externa, e assim o ponto de controle P4, pode estar situado no terceiro lado do polígono, por exemplo, em uma modalidade, onde o terceiro lado encontra o quarto lado, ou em outra modalidade, entre o ponto de controle P3 e onde se encontram o terceiro e o quarto lados do polígono de limite.Conveniently, the boundary polygon is a trapezium although another typically four-sided polygon may limit the tip region, in each case the outermost endpoint, and thus the control point P4 may be situated on the third side of the polygon. for example, in one embodiment, where the third side meets the fourth side, or in another embodiment, between control point P3 and where the third and fourth sides of the boundary polygon are located.

Em uma modalidade, o quarto lado do polígono de limite é uma tangente a uma borda traseira do aerofólio onde o primeiro lado encontra a borda traseira; e o quarto lado que se estende entre onde o primeiro lado encontra a borda traseira e o quarto lado encontra o terceiro lado. O segundo e o quarto lado podem, ou não precisam ser paralelos. A borda extrema do aerofõlio pode ter um canto de borda dianteira arredondada que se estende até uma parte de borda que se estende substancialmente de forma aerodinâmica, de modo que a borda extrema é de uma configuração de varredura para trás a partir do ponto de controle PI na borda dianteira na estação de ponta.In one embodiment, the fourth side of the boundary polygon is a tangent to a rear edge of the airfoil where the first side meets the rear edge; and the fourth side extending between where the first side meets the rear edge and the fourth side meets the third side. The second and fourth sides may or may not need to be parallel. The extreme edge of the aerofoil may have a rounded front edge corner that extends to a substantially aerodynamically extending edge portion, so that the extreme edge is of a backward sweep configuration from the PI control point. at the front edge at the peak station.

Preferivelmente a configuração de forma de planta da borda traseira do aerofõlio na região de ponta está situada em uma segunda curva de Bezier.Preferably the planar configuration of the rear edge of the aerofoil in the tip region is situated on a second Bezier curve.

Em uma modalidade, por exemplo, aplicável a um rotor de cauda, a configuração de forma de planta da borda traseira do aerofõlio na região de ponta está situada em uma segunda curva de Bezier construída a partir de pelo menos dois pontos de controle adicionais P5 e PS, o ponto de controle P5 estando localizado onde o primeiro lado do polígono de limite encontra a borda traseira, e o ponto de controle P8 estando localizado no ponto extremo da extremidade mais externa.In one embodiment, for example, applicable to a tail rotor, the planar configuration of the rear edge of the airfoil in the tip region is situated on a second Bezier curve constructed from at least two additional control points P5 and PS, the control point P5 being located where the first side of the boundary polygon meets the rear edge, and the control point P8 being located at the extreme point of the outermost end.

Assim, a segunda curva de Bezier entre os pontos de controle P5 e P8 pode ser uma linha reta que se estende geralmente paralela ao eixo de referência de hélice.Thus, the second Bezier curve between control points P5 and P8 may be a straight line extending generally parallel to the propeller reference axis.

Em outra modalidade a configuração de forma de planta da borda traseira na região de ponta não é uma linha reta, mas ê uma curva construída a partir de três pontos de controle _ P5-, J?6 e __ P8_, o ponto de controle P6 estando localizado na intersecção da primeira e a segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira, a primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira sendo uma tangente em relação à borda traseira dentro da estação de ponta, no ponto de controle P5, a primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira se estendendo em um ângulo de varredura do eixo de referência de hélice, e a segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira sendo uma linha que passa através do ponto de controle P8 no ponto extremo de extremidade mais externa e se estende em um ângulo até o eixo de referência de hélice que está entre 0 e até 1,5 vezes o ângulo de varredura, e preferivelmente entre 0 e o ângulo de varredura.In another embodiment the rear edge plan shape configuration in the tip region is not a straight line, but is a curve constructed from three control points P5-, J6 and __ P8_, the control point P6. being located at the intersection of the first and second rear edge control point reference line, the first rear edge control point reference line being a tangent to the rear edge within the tip station at the control point. P5, the first rear edge control point reference line extending at a helix reference axis scan angle, and the second rear edge control point reference line being a line passing through the control P8 at the outermost endpoint and extends at an angle to the propeller reference axis which is between 0 and 1.5 times the sweep angle, and preferably between 0 and the sweep angle.

Em ainda outra modalidade, a segunda curva de Bezier pode ser construída a partir de quatro pontos de controle P5, P6, P7 e P8, o ponto de controle P6 estando localizado ao longo de uma primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira; que é uma tangente em relação à borda traseira dentro da estação de ponta, no ponto de controle P5, a primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira se estendendo em um ângulo de varredura em relação ao eixo de referência de hélice, e o ponto de controle P7 está localizado ao longo de uma segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira sendo uma linha que passa através do ponto P8 no ponto extremo de extremidade mais externa e se estende em um ângulo em relação ao eixo de referência de hélice que está entre 0 e até 1,5 vezes o ângulo de varredura, e preferivelmente entre 0 e o ângulo de varredura.In yet another embodiment, the second Bezier curve can be constructed from four control points P5, P6, P7 and P8, the control point P6 being located along a first rear edge control point reference line. ; which is a tangent to the rear edge within the nose station at control point P5, the first rear edge control point reference line extending at a sweep angle to the propeller reference axis, and control point P7 is located along a second rear edge control point reference line being a line that passes through point P8 at the outermost endpoint and extends at an angle to the reference axis of a propeller which is between 0 and up to 1.5 times the sweep angle, and preferably between 0 and the sweep angle.

Assim, a borda traseira do aerofólio na região de ponta está, pode estar situada como a borda extrema, em uma curva de Bezier cúbica. O ponto de controle P6 pode estar localizado ao longo da primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira em uma posição entre 10% e 33% da extensão no sentido do vão da região de ponta a partir do ponto de controle P5, mas convenientemente não no sentido do vão no sentido para fora da intersecção da primeira e segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira. O segundo ponto P7 pode estar localizado ao longo da segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira em uma posição entre 66% e 90% da extensão no sentido do vão da região de ponta a partir do ponto de controle P5, mas não no sentido do vão para dentro da intersecção da primeira e segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira.Thus, the rear edge of the aerofoil in the tip region is, may be situated as the extreme edge, in a cubic Bezier curve. Control point P6 may be located along the first rear edge control point reference line at a position between 10% and 33% of the tip-to-span span from control point P5, but conveniently not in the direction of the gap towards the intersection of the first and second rear edge control point reference line. The second point P7 may be located along the second rear edge control point reference line at a position between 66% and 90% of the tip-to-span span from control point P5, but not inward towards the intersection of the first and second rear edge control point reference line.

Mediante construção da primeira e segunda curva de Bezier mediante localização dos pontos de controle respectivos nas posições conforme definido, uma região de ponta de um aerofólio pode ser projetada mais facilmente de modo a ter as características desejadas para propriedades específicas serem realizadas. Além disso, mudanças na configuração de região de ponta, durante teste paramétrico, podem ser facilmente feitas.By constructing the first and second Bezier bends by locating the respective control points at positions as defined, an airfoil tip region can be designed more easily to have the desired characteristics for specific properties to be realized. In addition, changes in tip region configuration during parametric testing can be easily made.

Para a maioria das aplicações de aerofólio rotativo, um ângulo de varredura entre 0 e 30° é selecionado. Para um rotor de cauda com uma borda traseira reta o ângulo de varredura pode ser zero, porém para uma hélice de rotor de um sistema de rotor de sustentação principal, o ângulo de varredura pode estar entre 20° e 30° onde a ponta do aerofólio está sujeita a elevadas unidades de velocidade de voo.For most rotary airfoil applications, a sweep angle between 0 and 30 ° is selected. For a tail rotor with a straight rear edge the sweep angle may be zero, but for a rotor propeller of a main lift rotor system the sweep angle may be between 20 ° and 30 ° where the tip of the airfoil is subject to high flight speed units.

Para cada uma das modalidades descritas, se for desejado, a região de ponta do aerofólio pode ter anédrico.For each of the embodiments described, if desired, the tip region of the airfoil may be anhedric.

Tipicamente um aerofólio tem um plano de corda que se estende sobre o aerofólio entre a borda dianteira e a borda traseira ao menos sobre a porção principal do aerofólio. O anédrico pode seguir uma curva em um plano vertical que é perpendicular ao plano de corda, a curva estando entre as superfícies de pressão e de sucção do aerofólio sobre a região de ponta. A curva pode ser uma terceira curva de Bezier construída a partir de ao menos três pontos de controle P9, PIO e P12 no plano vertical. O plano de controle P12 pode estar localizado no sentido do vão do aerofólio na estação de ponta, e no plano de corda, enquanto que o ponto de controle P12 pode estar localizado no ponto extremo de extremidade mais externo, e o ponto de controle intermediário PIO estando localizado na intersecção da primeira, e segunda linha de referência de ponto de controle anédrico, a primeira linha de referência de ponto de controle anédrico sendo coincidente com o plano de corda, e a segunda linha de referência de ponto de controle anédrico passando através do ponto de controle P12 e se estendendo em um ângulo anédrico de ponta até o plano de corda, entre 4o e 30°.Typically an airfoil has a rope plane that extends over the airfoil between the front edge and the rear edge at least over the main portion of the airfoil. The anhedric may follow a curve in a vertical plane that is perpendicular to the rope plane, the curve being between the airfoil pressure and suction surfaces over the tip region. The curve may be a third Bezier curve constructed from at least three control points P9, PIO and P12 in the vertical plane. The P12 control plane may be located towards the airfoil gap at the end station and the rope plane, while the P12 control point may be located at the outermost endpoint and the intermediate PIO control point. being located at the intersection of the first, and second anhedric control point reference line, the first anhedric control point reference line being coincident with the rope plane, and the second anhedric control point reference line passing through the control point P12 and extending from an anhedric point angle to the rope plane between 4 ° and 30 °.

Entretanto em outro exemplo, a curva seguida pelo anédrico é uma terceira curva de Bezier construída a partir de pelo menos quatro pontos de controle P9, PIO, Pll e P12 no plano vertical. O ponto de controle P9 pode estar localizado no sentido do vão do aerofólio na estação de ponta, e no plano de corda, enquanto que o ponto de controle P12 pode estar localizado na borda extrema mais externa, com o primeiro ponto de controle intermediário PIO estando localizado ao longo de uma primeira linha de referência de ponto de controle anédrico que é coincidente com o plano de corda, e um segundo ponto de controle intermediário Pll estando localizado em uma segunda linha de referência de ponto de controle anédrico que passa através do ponto de controle P12 e se estende em um ângulo anédrico de ponta até o plano de corda, entre 4° e 30°.However in another example, the curve followed by the anhedron is a third Bezier curve constructed from at least four control points P9, PIO, Pll and P12 in the vertical plane. Control point P9 may be located towards the airfoil gap at the point station and in the rope plane, while control point P12 may be located at the outermost edge, with the first intermediate IOP control point being located along a first anhedric control point reference line that is coincident with the rope plane, and a second intermediate control point Pll being located on a second anhedric control point reference line passing through the control P12 and extends at an anhedric angle from tip to rope plane between 4 ° and 30 °.

No caso mencionado por último, o primeiro ponto de controle intermediário PIO pode estar localizado ao longo da primeira linha de referência de ponto de controle anédrico em uma posição entre 20% e 55% da extensão de vão da região de ponta a partir do ponto de controle P9, mas não no sentido do vão na direção para fora da intersecção da primeira e segunda linha de referência de ponto de controle anédrico, e o segundo ponto de controle intermediário Pll está localizado ao longo da segunda linha de referência de ponto de controle anédrico em uma posição entre 55% e 90% da extensão de vão da região de ponta a partir do ponto de controle P9, mas não no sentido de vão voltado para dentro da intersecção da primeira e segunda linha de referência de ponto de controle anédrico.In the case mentioned last, the first intermediate IOP control point may be located along the first anhedric control point reference line at a position between 20% and 55% of the span region span extension from the control P9, but not in the direction of span in the direction out of the intersection of the first and second anhedric control point reference line, and the second intermediate control point Pll is located along the second anhedric control point reference line. at a position between 55% and 90% of the span region span extension from control point P9, but not in a span direction inward from the intersection of the first and second anhedron control point reference line.

Mais especificamente, preferivelmente o primeiro ponto de controle intermediário PIO está localizado ao longo da primeira linha de referência de ponto de controle anédrico em uma posição em aproximadamente 33% da extensão de vão da região de ponta a partir do ponto de controle P9, e o segundo ponto de controle intermediário Pll está localizado ao longo da segunda linha de referência de ponto de controle anédrico em uma posição em aproximadamente 66% da extensão de vão da região de ponta a partir do ponto de controle P9.More specifically, preferably the first intermediate PIO control point is located along the first anhedric control point reference line at a position at approximately 33% of the span region span extension from control point P9, and the second intermediate control point Pll is located along the second anhedric control point reference line at a position at approximately 66% of the span region span extension from control point P9.

Embora o grau de anédrico, isto é, o ângulo anédrico de ponta possa ser escolhido conforme exigido, tipicamente o ângulo anédrico está entre 4,4° e 25°.Although the degree of anhedric, that is, the anhedric tip angle may be chosen as required, typically the anhedric angle is between 4.4 ° and 25 °.

Será considerado que particularmente, mas não exclusivamente para uma hélice de rotor de sustentação principal ou de cauda de helicóptero, a região de ponta se estenderá no sentido do vão por uma proporção relativamente menor do vão efetivo global. Por exemplo, a porção principal do aerofólio pode se estender a partir da estrutura de suporte no sentido do vão por ao menos 75% do vão efetivo global do aerofólio. O eixo de referência de hélice que se estende no sentido do vão da porção principal do aerofólio é tipicamente metade da espessura média da porção principal do aerofólio. Se exigido, ao menos a porção principal do aerofólio tem uma torção de entre 0 o e 16° ao longo da mesma em torno do eixo de referência de hélice.It will be appreciated that particularly, but not exclusively for a main propeller or helicopter tail rotor propeller, the tip region will extend towards the span by a relatively smaller proportion of the overall effective span. For example, the main portion of the airfoil may extend from the support structure into the span by at least 75% of the airfoil's overall effective span. The propeller reference axis extending towards the gap of the main portion of the airfoil is typically half the average thickness of the main portion of the airfoil. If required, at least the main portion of the airfoil has a twist of between 0 ° and 16 ° along it about the propeller reference axis.

Embora um aerofólio de acordo com a invenção possa ser um aerofólio fixo, pelo que queremos dizer um aerofólio que não gira em relação a uma estrutura de suporte tal como a fuselagem de uma aeronave, a invenção é particularmente aplicável onde o aerofólio é fixado na extremidade de raiz a uma estrutura de suporte rotativa, por exemplo, é uma hélice de rotor para um helicóptero.Although an airfoil according to the invention may be a fixed airfoil, by which we mean an airfoil that does not rotate relative to a support structure such as the fuselage of an aircraft, the invention is particularly applicable where the airfoil is attached to the end. From root to a rotating support structure, for example, is a rotor propeller for a helicopter.

Em todo caso, embora o aerofólio possa incluir um painel de ponta localizado entre a porção principal do aerofólio e a região de ponta, o painel de ponta que se estende no sentido para fora em relação ao vão a partir de uma estação de painel de ponta entre 85%R e 88%R até a estação de ponta.In any case, although the airfoil may include a nose panel located between the main portion of the airfoil and the nose region, the nose panel extending outwardly from the span of a nose panel station. between 85% R and 88% R to the peak station.

Onde o eixo de referência de hélice está localizado em 0,25C onde C é o comprimento de corda da porção principal do aerofólio, e onde o painel de ponta tem uma borda dianteira que se estende no sentido para trás a partir da estação de painel de ponta até a estação de ponta, a borda dianteira do aerofólio na estação de ponta pode estar localizada em, ou no sentido para trás de onde o eixo de referência de hélice intersecta a borda dianteira.Where the propeller reference axis is located at 0.25C where C is the chord length of the main portion of the airfoil, and where the nose panel has a forward edge extending backward from the nose panel station. tip to tip station, the front edge of the airfoil on the tip station may be located at or behind where the propeller reference axis intersects the front edge.

Entre o painel de ponta e a porção principal do aerofólio pode haver uma região de mistura na qual a borda dianteira e a borda traseira da porção principal se misturam com as respectivas bordas, dianteira e traseira, do painel de ponta, a região de mistura se estendendo no sentido para fora em termos do vão a partir de uma estação de região de mistura em aproximadamente 75%R até a estação de painel de ponta. Ao menos as porções das bordas dianteiras de cada região de mistura e o painel de ponta, se desejado, podem se estender para frente da borda dianteira da porção principal do aerofólio.Between the nose panel and the main portion of the airfoil there may be a mixing region in which the front edge and the rear edge of the main portion blend with the respective front and rear edges of the nose panel, the mixing region intersecting. extending outward in span from a mixing region station by approximately 75% R to the edge panel station. At least the front edge portions of each mixing region and the nose panel, if desired, may extend forward of the front edge of the main portion of the airfoil.

Convenientemente ao menos porções das bordas dianteiras de cada uma da região de mistura e painel de ponta estão situadas em uma ou mais curvas de Bezier construídas a partir dos pontos de controle.Conveniently at least portions of the front edges of each of the mixing region and edge panel are situated on one or more Bezier curves constructed from the control points.

De acordo com um segundo aspecto da invenção proporcionamos um método de prover um aerofólio que inclui uma porção principal da seção transversal de aerofólio, uma extremidade de raiz interna no sentido do vão onde o aerofólio está em uso fixada a uma estrutura de suporte, e em uma extremidade no sentido do vão para fora da porção principal, além de uma estação de ponta, uma região de ponta, e a região de ponta incluindo uma borda extrema, a configuração de forma de planta da borda extrema estando situada em uma primeira curva de Bezier; construída a partir de pelo menos quatro pontos de controle Pl, P2, P3 e P4, cada um dos pontos de controle Pl, P2, P3 e P4 situado na periferia de um polígono que limita a região de ponta, o ponto de controle de Bezier Pl estando localizado em uma borda dianteira do aerofólio na estação de ponta, que é uma posição no sentido do vão entre 93,5%R e 95,9%R, onde o primeiro e o segundo lados do polígono se encontram, o primeiro lado estando na estação de ponta que se estende perpendicularmente a um eixo de referência que se estende no sentido do vão da porção principal do aerofólio, e o segundo lado sendo uma tangente em relação à borda dianteira do aerofólio no ponto de controle Pl, que se estende entre o ponto de controle Pl até uma posição onde o segundo lado encontra um terceiro lado do polígono de limite em uma posição no sentido para fora da borda extrema, o terceiro lado sendo paralelo ao primeiro lado e se estendendo entre a posição onde o terceiro lado encontra o segundo lado, até onde se encontram o terceiro lado e um quarto lado, o ponto de controle P2 estando localizado no segundo lado em uma posição entre 30% e 80% ao longo do segundo lado a partir de Pl, o ponto de controle P3 estando __localizado no terceiro lado em uma posição entre 30% e 90% ao longo do terceiro lado a partir de P2, e o ponto de controle P4 estando localizado no ponto extremo de extremidade mais externa em uma borda traseira do aerofólio, onde R é o vão de aerofólio efetivo, o método incluindo modelar a configuração de forma de planta da borda extrema para seguir a primeira curva de Bezier. O método do segundo aspecto da invenção pode incluir a provisão de qualquer uma das características do aerofólio do primeiro aspecto da invenção.According to a second aspect of the invention we provide a method of providing an airfoil that includes a main portion of the airfoil cross section, an inner root end towards the gap where the airfoil is in use attached to a support structure, and in a span-out end of the main portion, in addition to a tip station, a tip region, and the tip region including an extreme edge, the extreme edge plant shape configuration being situated on a first curve of Bezier; constructed from at least four control points Pl, P2, P3, and P4, each of the control points Pl, P2, P3, and P4 situated on the periphery of a point boundary polygon, the Bezier control point Pl being located at a leading edge of the airfoil at the peak station, which is a gap position between 93.5% R and 95.9% R, where the first and second sides of the polygon meet, the first side being at the point station extending perpendicular to a reference axis extending towards the span of the main portion of the airfoil, and the second side being a tangent to the front edge of the airfoil at control point P1, extending between control point P1 to a position where the second side meets a third side of the boundary polygon in a position away from the extreme edge, the third side being parallel to the first side and extending between the position where the third loop the second side, as far as the third side and the fourth side, the control point P2 being located on the second side at a position between 30% and 80% along the second side from Pl, the control P3 being __located on the third side at a position between 30% and 90% along the third side from P2, and control point P4 being located at the outermost endpoint on a rear edge of the airfoil, where R is the effective airfoil span, the method including modeling the extreme edge plan shape configuration to follow the first Bezier curve. The method of the second aspect of the invention may include providing any of the airfoil characteristics of the first aspect of the invention.

Modalidades da invenção serão descritas agora com referência aos desenhos anexos nos quais: A Figura 1 é uma vista ilustrativa de um helicóptero que tem um sistema de rotor de cauda antitorque incluindo quatro hélices de rotor de aerofólio cada uma delas de acordo com a invenção, e um sistema de rotor de sustentação principal incluindo quatro hélices de rotor de aerofólio cada uma delas de acordo com a invenção; A Figura 2 ê uma vista em perspectiva ilustrativa de uma hélice de rotor do sistema de rotor de cauda antitorque do helicóptero da Figura 1; A Figura 3 ê uma vista de forma de planta detalhada de parte de uma porção central, e a ponta, da hélice de rotor da Figura 2; A Figura 4 é uma vista traseira da extremidade externa da hélice de rotor da Figura 2; A Figura 5 é uma vista em seção transversal ao longo da A-A da Figura 3, mostrando a seção transversal de aerofólio de uma porção central da hélice de rotor; A Figura 6 é uma vista em seção transversal ao longo da- linha B-B da Figura 3, mostrando a seção transversal de aerofólio onde se encontram a porção central e a ponta de hélice de rotor; A Figura 7 é uma vista de forma de planta de parte de uma hélice de rotor de aerofólio do sistema de rotor de sustentação principal do helicóptero da Figura 1,- As Figuras 8a e 8b sao modalidades alternativas mostrando anêdrico na região de ponta da hélice da Figura 7;Embodiments of the invention will now be described with reference to the accompanying drawings in which: Figure 1 is an illustrative view of a helicopter having an anti-tail tail rotor system including four airfoil rotor blades each according to the invention, and a main lift rotor system including four airfoil rotor propellers each according to the invention; Figure 2 is an illustrative perspective view of a rotor propeller of the anti-torque tail rotor system of the helicopter of Figure 1; Figure 3 is a detailed plan view of part of a central portion, and the tip of the rotor propeller of Figure 2; Figure 4 is a rear view of the outer end of the rotor propeller of Figure 2; Figure 5 is a cross-sectional view along A-A of Figure 3 showing the aerofoil cross-section of a central portion of the rotor propeller; Figure 6 is a cross-sectional view along line B-B of Figure 3 showing the aerofoil cross-section where the central portion and rotor propeller tip are located; Figure 7 is a plan view of part of an airfoil rotor propeller of the main propeller rotor system of the helicopter of Figure 1. Figures 8a and 8b are alternative embodiments showing anadric in the tip region of the propeller. Figure 7;

As Figuras 9a a 9d ilustram bordas traseiras alternativas de um aerofõlio de acordo com a presente invenção.Figures 9a to 9d illustrate alternative rear edges of an airfoil in accordance with the present invention.

Com referência à Figura 1 dos desenhos, um helicóptero 10 inclui um corpo 11, o qual monta um sistema de rotor de sustentação principal 12 que inclui várias hélices de rotor de aerofõlio 12a, 12b, 12c, I2d, quatro nesse exemplo, as quais giram em torno de um primeiro eixo rotativo geralmente vertical V, para realizar a força ascensional, e um sistema de rotor antitorque ou de cauda 14 que inclui quatro hélices de rotor de aerofõlio 14a, 14b, 14c, 14d que giram em torno de um segundo eixo rotativo geralmente horizontal H. A invenção pode ser aplicada às hélices de rotor 12a, 12b, 12c, 12d do sistema de rotor de sustentação principal 12 conforme será descrito abaixo com referência especifica à Figura 7, mas será primeiramente descrito em relação a uma hélice de rotor 14a do sistema de rotor de cauda antitorque 14.Referring to Figure 1 of the drawings, a helicopter 10 includes a body 11 which mounts a main lift rotor system 12 that includes several aerofoil rotor propellers 12a, 12b, 12c, 12d, four in which example rotate about a first generally vertical rotary axis V to realize the lift force, and an anti-torque or tail rotor system 14 including four aerofoil rotor propellers 14a, 14b, 14c, 14d rotating about a second axis generally horizontal rotary H. The invention may be applied to the rotor blades 12a, 12b, 12c, 12d of the main support rotor system 12 as will be described below with specific reference to Figure 7, but will first be described with respect to a rotor propeller. rotor 14a of the anti-torque tail rotor system 14.

Com referência às Figuras 2 a 5, pode-se ver que a hélice de rotor 14a é de seção transversal de aerofõlio sobre ao menos uma_ porção principal 16 da hélice 14a, que está no sentido do vão entre uma extremidade de raiz interna 17 e uma região de ponta 20. Na extremidade de raiz interna 17 a hélice 14 a ê fixada em uma estrutura de suporte 18 a qual em uso, é girada em torno de um eixo H por uma unidade de força, tal como um motor E do helicóptero 10, por intermédio de uma transmissão adequada, como é bem sabido na técnica. A curvatura da seção transversal de aerofólio é geralmente constante através da porção principal 16 da hélice 14a conforme ilustrado na Figura 5, porém em direção à região de ponta 20 da hélice 14a, a curvatura reduz, conforme ilustrado nas Figuras 5 e 6. A Figura 6 ilustra, em seção transversal, a curvatura em uma posição onde a porção principal 16 e a região de ponta 20 se encontram, isto é, em uma estação de ponta indicada pela linha B-B na Figura 3. A Figura 4 mostra que a extremidade externa no sentido do vão da hélice 14a, isto é, a região de ponta 20, a espessura da hélice de aerofólio 14a, reduz a um mínimo. A configuração de aerofólio da porção principal 16 no evento é projetada para prover elevada força de ascensão nas unidades de velocidade de vôo subsônico médio, e a seção transversal de aerofólio constante da porção principal 16 se estende no sentido do vão da hélice 14a, até uma posição de aproximadamente 87% ao longo da hélice 14a nesse exemplo, que é uma posição próxima de onde é gerada a carga de hélice de pico. No exemplo, onde a invenção é aplicada a um aerofólio 10 que é uma hélice de rotor 14a de um sistema de rotor de cauda 14, essa posição equivalente a aproximadamente 87%R onde R é o vão de aerofólio efetivo, isto é, nesse exemplo, o raio de varredura a partir do eixo rotacional H até um ponto extremo de extremidade mais externa 33 da hélice 14a. No sentido do vão na direção para fora a partir de 87%R, a curvatura de aerofólio reduz, em direção e sobre a região de ponta 20.Referring to Figures 2 to 5, it can be seen that the rotor propeller 14a is aerofoil cross-section over at least one main portion 16 of the propeller 14a, which is in the direction of the gap between an inner root end 17 and a tip region 20. At the inner root end 17 the propeller 14a is fixed to a support structure 18 which in use is rotated about an axis H by a force unit such as a helicopter motor E 10 by suitable transmission as is well known in the art. The curvature of the aerofoil cross section is generally constant across the main portion 16 of the propeller 14a as shown in Figure 5, but toward the tip region 20 of the propeller 14a, the curvature reduces as shown in Figures 5 and 6. Figure 6 illustrates in cross section the curvature in a position where the main portion 16 and the tip region 20 meet, that is, at a tip station indicated by the line BB in Figure 3. Figure 4 shows that the outer end in the direction of the propeller gap 14a, that is, the tip region 20, the thickness of the airfoil propeller 14a, reduces to a minimum. The aerofoil configuration of the main portion 16 at the event is designed to provide high lift force in the medium subsonic flight speed units, and the constant aerofoil cross section of the main portion 16 extends toward the propeller span 14a to a approximately 87% position along propeller 14a in this example, which is a position close to where the peak propeller load is generated. In the example, where the invention is applied to an airfoil 10 which is a rotor propeller 14a of a tail rotor system 14, that position is equivalent to approximately 87% R where R is the effective airfoil gap, that is, in this example the radius of sweep from the rotational axis H to an outermost endpoint 33 of the propeller 14a. In the outward direction from 87% R, the airfoil curvature reduces towards and over the tip region 20.

Nesse exemplo, a porção principal 16 e a região de ponta 2 0 se encontram em uma posição referida como a estação de ponta (linha B-B) que está em aproximadamente 94 %R. A hélice de rotor 14a, ao menos ao longo da porção principal 16, tem uma corda C entre uma borda dianteira 25 da hélice 14a, e uma borda traseira 26 da hélice 14a sobre a porção principal 16 da hélice 14a, ao longo de um plano de corda 34 que estã entre as superfícies de sucção 31 e de pressão 32 do aerofõlio 14a. A corda C nesse exemplo tem um comprimento de aproximadamente R/5.409091, isto é, a região de ponta 20 se estende no sentido do vão para 32,45% de corda. Assim a localização radial onde a porção principal 16 e a região de ponta 20 se encontram, isto é, a estação de ponta B-B, também pode ser expressa como em aproximadamente 6%R de largura a partir do ponto extremo de extremidade mais externa 33 que é de aproximadamente 100%R.In this example, the main portion 16 and the tip region 20 are in a position referred to as the tip station (line B-B) which is at approximately 94% R. Rotor propeller 14a, at least along main portion 16, has a chord C between a front edge 25 of propeller 14a, and a rear edge 26 of propeller 14a over main portion 16 of propeller 14a, along a plane. Rope 34 which is between the suction 31 and pressure surfaces 32 of the airfoil 14a. Rope C in this example has a length of approximately R / 5.409091, that is, the tip region 20 extends in the span direction to 32.45% rope. Thus the radial location where the main portion 16 and the tip region 20 meet, that is, the tip station BB, can also be expressed as approximately 6% R wide from the outermost endpoint 33 which is approximately 100% R.

Entretanto, em outro exemplo, uma relação diferente entre R e C pode prevalecer. O vão da região de ponta 20 em vez de ser de 6%R, pode variar de aproximadamente 2 0%C a 35%C ou até mesmo mais para outro tipo de aerofólio, por exemplo, até 50%C.However, in another example, a different relationship between R and C may prevail. The span of tip region 20, instead of being 6% R, can range from approximately 20% C to 35% C or even more for another type of airfoil, for example up to 50% C.

Embora isso não seja facilmente evidente a partir dos desenhos, a hélice de rotor 14a tem alguma torção ao longo de um eixo de referência L de hélice estendida no sentido do vão que se estende longitudinalmente em relação à porção principal 16 da hélice 14a. O eixo de referência L de hélice é uma linha radial (se não houver deslocamento de retardo no sentido de corda) e está localizado normalmente em 1/4 C e na metade da espessura média da seção de aerofólio sobre a porção principal 16 da hélice 12a. A provisão de tal torção significa que a região de ponta 20 está mais "para baixo" do que a extremidade de raiz 17.Although this is not readily apparent from the drawings, the rotor propeller 14a has some twisting along a longitudinally extending propeller reference axis L that extends longitudinally relative to the main portion 16 of the propeller 14a. The propeller reference axis L is a radial line (if there is no chord delay) and is normally located at 1/4 C and half the average thickness of the airfoil section over the main portion 16 of the propeller 12a. . The provision of such a twist means that the tip region 20 is "lower" than the root end 17.

Contudo, no exemplo, essa torção não se estende por todo o vão da hélice 14a, mas apenas até aproximadamente 94%R, isto é, até a estação de ponta B-B onde a porção principal 16 e a região de ponta 20 se encontram. A quantidade de torção pode ser algo entre 0o e 16° em torno do eixo de radiofrequência L de hélice, e mais preferivelmente entre 0o e 12°, e no exemplo, aproximadamente 8o. A borda dianteira 25 da hélice de rotor 14a se estende a partir da extremidade de raiz 17 até a região de ponta 20, e a borda traseira 26 no exemplo, se estende diretamente a partir da extremidade de raiz 17 por todo o vão da hélice 14a até o ponto extremo de extremidade mais externa 33 . A região de ponta 2 0 tem em sua extremidade externa, uma borda extrema 28 que se estende a partir da estação de ponta B-B na borda dianteira 25, onde a porção principal 16 e a região de ponta 20 se encontram, até o ponto extremo de extremidade mais externa 3 3 da borda traseira 26 da hélice 14a. A borda extrema 28 tem um canto de borda dianteira avançada 29 que se estende a partir da estação de ponta B-B na borda dianteira 25 onde a porção principal 16 e a região de ponta 20 se encontram. O canto de borda dianteira avançada 29 é arredondado e suavemente combinado. Assim a borda extrema 2 8 é arredondada, e se estende para trás, através do canto de borda dianteira 29 até uma parte de borda no sentido do fluxo próxima 30, até o ponto extremo de extremidade mais externa 33 da hélice 14a. A tangência dessa parte de borda no sentido do fluxo próxima pode ser ortogonal em relação ao eixo L· de referência de hélice ou pode manter uma varredura desejada até um ponto extremo de extremidade mais externa de varredura 33, para maximizar as vantagens acústicas. O modelo de região de ponta 2 0 para uma aplicação de rotor de cauda 14a, por exemplo, na modalidade descrita com referência às Figuras 2 a 5, é um ajuste entre elevado passo nas velocidades médias de vôo durante ação de pairar e voo de baixa velocidade, e condições de velocidade superior de vôo, de incidência inferior na hélice de avanço. O formato da região de ponta 20 da hélice 14a da modalidade oferece um bom ajuste entre as exigências variáveis. No caso mencionado anteriormente, o modelo do canto de borda dianteira avançada 29, mediante arredondamento apropriado da curva evita-se o agrupamento de isóbaros, aliviando os gradientes de pressão adversos de outro modo severos que levariam à separação prematura e arrasto. Também se permite que o vórtice de ponta se desenvolva de forma limpa em torno da borda extrema externa 28, para proporcionar a maior eficiência em ação de pairar (mediante garantia de força mínima induzida através do vórtice de ponta se deslocando o mais externamente possível, enquanto incorrendo-se em perdas mínima de viscosidade). Para estar de acordo com as condições na hélice de avanço 14a, a região de ponta 20 é projetada para aliviar os choques mediante afinamento da seção transversal da hélice 14a em direção e sobre a região de ponta 20, e também empregando uma mistura de aerofólio a partir de espessura de 12% em 85%R a 9,4% de espessura na estação de ponta B-B em 94%R. O formato de varredura para trás geral da região de ponta 20, talvez com alguma varredura da borda extrema 28, se necessário, geralmente é suficiente para evitar deslocamento de choque além da região de ponta 20 para as hélices com relações de R/C, baixas.However, in the example, this twist does not extend all the way over the propeller 14a, but only up to approximately 94% R, that is, to the tip station B-B where the main portion 16 and the tip region 20 meet. The amount of torsion may be anywhere between 0 ° and 16 ° about the helix radiofrequency axis L, and more preferably between 0 ° and 12 °, and in the example, approximately 8 °. Front edge 25 of rotor propeller 14a extends from root end 17 to tip region 20, and rear edge 26 in the example extends directly from root end 17 throughout the span of propeller 14a to the outermost endpoint 33. The tip region 20 has at its outer end an extreme edge 28 extending from the tip station BB at the front edge 25 where the main portion 16 and the tip region 20 meet to the extreme point of outermost end 3 3 of rear edge 26 of propeller 14a. The extreme edge 28 has a forward leading edge corner 29 extending from the tip station B-B at the front edge 25 where the main portion 16 and the tip region 20 meet. The advanced front edge corner 29 is rounded and smoothly matched. Thus the end edge 28 is rounded and extends backwardly through the front edge corner 29 to a proximal flow direction edge portion 30 to the outermost endpoint 33 of the propeller 14a. The tangency of this edge portion in the near-flow direction may be orthogonal to the propeller reference L · axis or may maintain a desired sweep to a sweeping outermost endpoint 33 to maximize acoustic advantages. Tip region model 20 for a tail rotor application 14a, for example, in the embodiment described with reference to Figures 2 to 5, is a high pitch adjustment at average flight speeds during hover and low flight action speed, and conditions of upper flight speed, of lower incidence on the forward propeller. The format of the tip region 20 of the mode propeller 14a offers a good fit between the varying requirements. In the aforementioned case, the advanced front edge corner design 29, by appropriate rounding of the curve, avoids isobaric clustering, alleviating the otherwise severe adverse pressure gradients that would lead to premature separation and drag. The tip vortex is also allowed to develop cleanly around the outermost edge 28 to provide the greatest efficiency in hovering action (by ensuring minimal force induced through the tip vortex moving as externally as possible while minimum viscosity losses). To meet the conditions in the forward propeller 14a, the tip region 20 is designed to relieve shocks by thinning the propeller cross section 14a toward and over the tip region 20, and also employing a mixture of airfoil to from 12% thickness at 85% R to 9.4% thickness at BB peak station at 94% R. The general backward sweep shape of the tip region 20, perhaps with some extreme edge sweep 28, if necessary, is usually sufficient to prevent shock displacement beyond the tip region 20 for propellers with low R / C ratios. .

Outra característica da hélice de rotor 14a é a provisão de anêdrico na região de ponta 20, o que é apenas óbvio na Figura 4.Another feature of the rotor propeller 14a is the provision of anemic in the tip region 20, which is only obvious in Figure 4.

Esse anêdrico modifica favoravelmente o carregamento de hélice local 14a na região de ponta 20, e aperfeiçoa a eficiência na ação de pairar do helicóptero 10. O anêdrico é formado mediante "curvatura" do plano de corda de hélice 34 na região de ponta 20 em direção à superfície de pressão 32 da hélice 14a, no sentido contrário à superfície de sucção 31. No exemplo tal curvatura começa (no sentido do vão) a partir do início da região de ponta 20, em aproximadamente 90%R na estação de ponta B-B, e continua até a borda extrema 28. A quantidade de anêdrico aplicado no exemplo é de aproximadamente -0,014C (o sinal de menos indicando curvatura o sentido para baixo) que é uma pequena quantidade, porém em outro exemplo um grau maior ou menor de anêdrico pode ser empregado.This anadric favorably modifies local propeller loading 14a in tip region 20, and improves helicopter hovering efficiency 10. The anadric is formed by "bending" the propeller rope plane 34 into tip region 20 toward to the pressure surface 32 of the propeller 14a, in the opposite direction to the suction surface 31. In the example such curvature begins (in the direction of the gap) from the beginning of the tip region 20, at approximately 90% R at the tip station BB, and continues to the far edge 28. The amount of antric applied in the example is approximately -0.014C (the minus sign indicating downward curvature) which is a small amount, but in another example a greater or lesser degree of antric can be employed.

Conforme mencionado acima, no exemplo, conforme visto melhor na Figura 3, na vista de forma de planta, a borda extrema 28 à medida que se aproxima do ponto extremo de extremidade mais externa 33, se funde com uma parte de borda 30 que é reta (isto é, quase no sentido de fluxo ou geralmente perpendicular ao eixo longitudinal de hélice L.As mentioned above, in the example, as best seen in Figure 3, in plan view, the extreme edge 28 as it approaches the outermost endpoint 33 merges with an edge portion 30 that is straight. (that is, almost in the flow direction or generally perpendicular to the longitudinal axis of the propeller L.

Em outro exemplo a borda extrema inteira 2 8 pode ser curva a partir do início do canto avançado dianteiro 29, isto é, a partir da estação de ponta B-B na borda dianteira 25, até a borda extrema externa 33.In another example the entire end edge 28 may be curved from the beginning of the front forward corner 29, i.e., from end station B-B at the front edge 25, to the outer end edge 33.

De acordo com a invenção, o formato efetivo (forma de planta) da borda extrema 28 acompanha, por exemplo, uma curva de Bezier cúbica, a qual é traçada utilizando no exemplo, quatro pontos de controle PI, P2, P3 e P4.According to the invention, the effective shape (plant shape) of the extreme edge 28 accompanies, for example, a cubic Bezier curve, which is plotted using in the example four control points PI, P2, P3 and P4.

Pode ser visto a partir da Figura 3 que o primeiro ponto de controle Pl estã localizado no sentido do vão na borda dianteira 25 do aerofõlio na estação de ponta B-B, isto é, no ponto externo da borda dianteira 25 da porção principal 16 da hélice 14a, isto é, no ponto ao longo da borda dianteira 25 onde a porção principal 16 e a região de ponta 20 se encontram, por exemplo, em aproximadamente 94%RIt can be seen from Figure 3 that the first control point P1 is located in the forward direction 25 of the airfoil at edge station BB, that is, at the external point of the front edge 25 of main portion 16 of propeller 14a. that is, at the point along the leading edge 25 where the main portion 16 and the tip region 20 meet, for example, at approximately 94% R

no exemplo, e na generalidade entre 93,5%R e 95,9%R, onde R ê o vão efetivo do aerofõlio. No exemplo do aerofõlio de rotor de cauda 14a mostrado nos desenhos, o vão de aerofõlio efetivo é o raio de varredura a partir de um eixo de rotação adjacente à extremidade de raiz 17, até o ponto extremo de extremidade mais externa 33. A linha B-B na estação de ponta, onde a região de ponta 20 e a porção principal 16 do aerofõlio 14a se encontram, se estende ao longo de um primeiro lado SI de um -polímero virtual - o qual limita a região_ de ponta 20, o primeiro lado SI se estendendo perpendicularmente até o eixo de referência de L de hélice. O polígono de limite nesse exemplo é um retângulo tendo um segundo lado S2, um terceiro lado S3 e um quarto lado S4, porém na generalidade o polígono pode ter quatro lados e tipicamente um formato de trapézio ou semelhante a trapézio, embora apenas o primeiro, o segundo e o terceiro lado Sl, S2, S3 do polígono sejam exigidos para localização dos quatro pontos de controle P1-P4. O segundo lado S2 do polígono de limite se estende ao longo de uma tangente até a borda dianteira 25 do aerofõlio no primeiro ponto de controle Pl, no exemplo no sentido do vão além da borda extrema 28, até uma posição onde o segundo lado intersecta o terceiro lado de polígono S3. O terceiro lado de polígono S3 é paralelo ao primeiro lado de polígono Sl, e se estende até uma posição onde o terceiro lado S3 intersecta o quarto lado de polígono S4. No exemplo, o quarto lado de polígono S4 é uma tangente em relação à borda traseira 26 do aerofólio 14a em uma posição onde o primeiro lado Sl do polígono de limite e a borda traseira 26 se encontram. O segundo ponto de controle P2 está localizado ao longo dp segundo lado S2 do polígono de limite, e mais especificamente em uma posição entre 30% e 80% da distância ao longo do segundo lado a partir do primeiro ponto de controle Pl. Assim, o segundo ponto de controle P2 estã localizado além da borda extrema 28 no polígono de limite. O terceiro ponto de controle P3 estã localizado ao longo do terceiro lado S3 do polígono de limite, e mais -especificamente em uma posição entre 30% e 90% da distância ao longo do terceiro lado de polígono S3 a partir de onde o segundo lado S2 e o terceiro lado S3 se encontram. O quarto ponto de controle P4 estã localizado no polígono de limite no ponto extremo de extremidade mais externa 33.in the example, and generally between 93.5% R and 95.9% R, where R is the effective range of the aerofoil. In the example of tail rotor airfoil 14a shown in the drawings, the effective airfoil gap is the sweep radius from an axis of rotation adjacent the root end 17 to the outermost endpoint 33. The BB line at the tip station, where the tip region 20 and the main portion 16 of the airfoil 14a meet, extends along a first side SI of a virtual-polymer - which limits the tip region 20, the first side SI extending perpendicular to the propeller L reference axis. The boundary polygon in this example is a rectangle having a second side S2, a third side S3, and a fourth side S4, but in general the polygon may have four sides and typically a trapezoid or trapezoidal shape, although only the first, the second and third sides Sl, S2, S3 of the polygon are required to locate the four control points P1-P4. The second side S2 of the boundary polygon extends along a tangent to the aerofoil front edge 25 at the first control point P1, in the example in the direction of extending beyond the extreme edge 28, to a position where the second side intersects the third side of polygon S3. The third polygon side S3 is parallel to the first polygon side S1, and extends to a position where the third side S3 intersects the fourth polygon side S4. In the example, the fourth polygon side S4 is a tangent to the rear edge 26 of the airfoil 14a in a position where the first side Sl of the boundary polygon and the rear edge 26 meet. The second control point P2 is located along the second side S2 of the boundary polygon, and more specifically at a position between 30% and 80% of the distance along the second side from the first control point Pl. Thus, the The second control point P2 is located beyond the extreme edge 28 at the boundary polygon. The third control point P3 is located along the third side S3 of the boundary polygon, and more specifically at a position between 30% and 90% of the distance along the third side of polygon S3 from where the second side S2. and the third side S3 meet. The fourth control point P4 is located at the boundary polygon at the outermost endpoint 33.

Será considerado que durante o projeto do aerofólio 14a, utilizando um sistema CAD/CAM, as posições pelo menos do segundo e do terceiro ponto de controle P2 e P3 podem ser mudadas facilmente para se obter uma configuração especifica de borda extrema de aerofólio 28. No exemplo, o segundo ponto de controle P2 é mostrado em uma posição de aproximadamente 40% ao longo do segundo lado S2 do polígono de limite a partir do primeiro ponto de controle Pl, enquanto o terceiro ponto de controle P3 é mostrado no exemplo em uma posição de aproximadamente 50% ao longo do terceiro lado S3 do polígono virtual. No exemplo, o segundo ponto de controle P2 estã localizado no sentido para fora, no sentido do vão entre 95,3%R e 98,8%R, e preferivelmente em aproximadamente 98,035%R, e o terceiro ponto de controle P3 estã localizado no sentido para fora, no sentido do vão da borda extrema 28, nesse exemplo, em aproximadamente 99,0366%R.It will be appreciated that during the design of airfoil 14a using a CAD / CAM system, the positions of at least the second and third control points P2 and P3 can easily be changed to achieve a specific airfoil 28 extreme edge configuration. For example, the second control point P2 is shown at a position of approximately 40% along the second side S2 of the boundary polygon from the first control point P1, while the third control point P3 is shown in the example at one position. approximately 50% along the third side S3 of the virtual polygon. In the example, the second control point P2 is located in an outward direction, ranging from 95.3% R to 98.8% R, and preferably approximately 98.035% R, and the third control point P3 is located. outwards, towards the extreme edge gap 28, in this example by approximately 99.0366% R.

Mediante colocação cuidadosa dos quatro pontos de controle de Bezier Pl, P2, P3 e P4, a borda extrema 28 pode ser traçada como uma curva de Bezier cúbica suave com a tangência desejada. Se desejado, uma curva de Bezier mais complexa pode ser construída a qual exigiría pontos de controle extras.By carefully placing the four Bezier Pl, P2, P3 and P4 control points, the extreme edge 28 can be plotted as a smooth cubic Bezier curve with the desired tangency. If desired, a more complex Bezier curve can be constructed which would require extra control points.

Em todo caso o formato da borda extrema 2 8 seguirá — àquele da curva -de Bezier construída a partir dos quatro ou mais pontos de controle Pl a P4.In any case, the shape of the extreme edge 28 will follow - that of the Bezier curve constructed from the four or more control points P1 to P4.

Embora no exemplo das Figuras 2 e 3, a borda dianteira 25 da porção principal 16 do aerofólio 14a se estende de forma reta até a região de ponta 20, em outro exemplo, conforme será descrito abaixo com referência à Figura 7, pode haver um painel de ponta intermediário entre a porção principal 16 e a região de ponta 20, de modo que a borda dianteira na estação de ponta B-B onde a região de ponta 20 começa, não precisa ser tal que o segundo lado S2 do polígono de limite virtual seja paralelo ao eixo de referência L de hélice, como no exemplo na Figura 3.Although in the example of Figures 2 and 3, the leading edge 25 of the main portion 16 of the airfoil 14a extends straight to the tip region 20, in another example, as will be described below with reference to Figure 7, there may be a panel between the main portion 16 and the tip region 20, so that the leading edge at the tip station BB where the tip region 20 begins need not be such that the second side S2 of the virtual boundary polygon is parallel to the propeller reference axis L, as in the example in Figure 3.

No exemplo até aqui descrito, o ponto extremo de extremidade mais externa 33 está localizado onde o terceiro e o quarto lados de polígono de limite S3 e S4 se encontram, esse sendo o caso porque no exemplo, a borda traseira 26 da região de ponta 20 é substancialmente reta.In the example described here, the outermost endpoint 33 is located where the third and fourth boundary polygon sides S3 and S4 meet, which is the case because in the example, the rear edge 26 of the tip region 20 It is substantially straight.

Em outro exemplo, outra vez como será descrito abaixo, e na generalidade, o ponto extremo de extremidade mais externa 33 estará situado no terceiro lado S3 do polígono de limite, e o ponto de controle P4 estará no terceiro lado de polígono S3 entre P3 e o ponto extremo de extremidade mais externa 33. A configuração de borda traseira 39 sobre a região de ponta 20 também pode ser projetada para seguir uma curva de Bezier traçada utilizando pontos de controle.In another example, again as will be described below, and generally, the outermost endpoint 33 will be on the third side S3 of the boundary polygon, and the control point P4 will be on the third polygon side S3 between P3 and the outermost endpoint 33. The rear edge configuration 39 over the tip region 20 may also be designed to follow a Bezier curve drawn using control points.

No exemplo mostrado na Figura 3 dos desenhos, a borda traseira 39 sobre a região de ponta 20 é substancialmente reta, e pode ser traçada utilizando dois pontos de controle P5 e P8, cada um deles localizado no quarto lado S4 do polígono de limite. A borda traseira reta 39 sobre a região de ponta 20 desse modo acompanha o que pode ser considerado como um tipo especial de curva de Bezier. A borda traseira 39 sobre a região de ponta 20 não precisa ser reta conforme mostrado, mas pode ser curva e seguir uma curva de Bezier construída a partir de mais do que dois pontos de controle P5, P8, por exemplo, de três ou quatro pontos de controle.In the example shown in Figure 3 of the drawings, the back edge 39 over the tip region 20 is substantially straight, and can be plotted using two control points P5 and P8, each located on the fourth side S4 of the boundary polygon. The straight rear edge 39 on the tip region 20 thus follows what may be considered as a special type of Bezier curve. The rear edge 39 over the tip region 20 need not be straight as shown, but may be curved and follow a Bezier curve constructed from more than two control points P5, P8, for example, three or four points. of control.

Entretanto, no exemplo, o ponto de controle P5 está localizado no sentido do vão da hélice 14a entre 93,5%R e 95,9%R, por exemplo, preferivelmente na estação de ponta B- B (em 94 %R) na borda traseira 39 onde o primeiro lado SI e o quarto lado S4 do polígono de limite se encontram. O ponto de controle P8 está no exemplo localizado no ponto extremo de extremidade mais externa 33 e assim o ponto de controle P8 no exemplo está localizado no sentido do vão da hélice 14a substancialmente em 100%R, por exemplo, em 99,0366%R e onde o terceiro lado R3 e o quarto lado R4 do polígono de limite se encontram. Assim, no exemplo, onde a borda traseira 39 sobre a região de ponta 20 é reta, isto é, geralmente paralela ao eixo de referência L de hélice, o quarto ponto de controle P4 para construção da curva de Bezier a qual a borda extrema 28 acompanha, é coincidente com o ponto de controle P8 para construir a curva de Bezier (reta especial) para a borda traseira 39 sobre a região de ponta 2 0.However, in the example, the control point P5 is located in the direction of the propeller gap 14a between 93.5% R and 95.9% R, for example, preferably at tip station B-B (at 94% R) in rear edge 39 where the first side SI and the fourth side S4 of the boundary polygon meet. Control point P8 is in the example located at the outermost endpoint 33 and thus control point P8 in the example is located towards the propeller gap 14a substantially at 100% R, for example at 99.0366% R and where the third side R3 and the fourth side R4 of the boundary polygon meet. Thus, in the example, where the rear edge 39 over the tip region 20 is straight, that is, generally parallel to the propeller reference axis L, the fourth control point P4 for constructing the Bezier curve to which the extreme edge 28 accompanying, coincides with control point P8 to construct the Bezier curve (special straight line) for the rear edge 39 over the tip region 20.

Embora no exemplo, o quarto ponto de controle P4 e o ponto de controle P8 sejam coincidentes, eles não precisam ser em outro exemplo. O anédrico na região de ponta 20, na vista lateral de acordo com a__Figura 4,__pode secruir outra curva de Bezier, porém em um plano vertical que é perpendicular ao plano de corda 34. A Figura 4 é uma vista traseira da hélice de rotor de cauda 14a da Figura 3, o plano vertical nesse exemplo; onde a borda traseira 39 sobre a região de ponta 20 é reta; sendo coincidente com a borda traseira 26, da porção principal 16, do aerofólio 14a; e a borda traseira 39 sobre a região de ponta 20. O anédrico começa no exemplo da Figura 4, a partir da estação de ponta B-B, em aproximadamente 94%R. A curva de Bezier a qual a curva anédrica segue, no exemplo, é construída a partir de três pontos de controle anédrico P9, PIO e P12, embora a curva de Bezier possa ser construída a partir de quatro pontos de controle conforme serã descrito abaixo.Although in the example, the fourth control point P4 and the control point P8 are coincident, they need not be in another example. The anhedric in the tip region 20, in the side view according to "Figure 4," may secrete another Bezier curve, but in a vertical plane that is perpendicular to the rope plane 34. Figure 4 is a rear view of the rotor propeller. tail 14a of Figure 3, the vertical plane in this example; where the back edge 39 over the tip region 20 is straight; coincident with the rear edge 26 of the main portion 16 of the airfoil 14a; and the back edge 39 over the tip region 20. The anhedron begins in the example of Figure 4 from the tip station B-B at approximately 94% R. The Bezier curve to which the anhedric curve follows, in the example, is constructed from three anhedric control points P9, IOP and P12, although the Bezier curve can be constructed from four control points as described below.

Em todo caso o ponto de controle anédrico P9 que é mais interno no sentido do vão, está localizado no plano de corda 34 na estação de ponta B-B, e assim é coincidente em termos de posição no sentido do vão com os pontos de controle PI e P5. O ponto de controle anédrico 12 que ê mais externo no sentido do vão, no exemplo está localizado no sentido do vão para ser coincidente com o ponto extremo de extremidade mais externa 33, e assim com os pontos de controle P4 e P8.In any case the anhedric control point P9 which is innermost towards the span is located at the rope plane 34 at the BB end station, and thus is coincident in terms of the position towards the gap with the control points PI and P5. The anhedron control point 12 which is outermost in the span direction, in the example is located in the direction of the gap to be coincident with the outermost endpoint 33, and thus with the control points P4 and P8.

Será considerado que o grau de anédrico, isto é, o posicionamento do ponto extremo de extremidade mais externa 33 abaixo (nesse exemplo) do plano de corda 34, serã decidido dependendo dos critérios funcionais de desenho do aerofólio 14a. Com referência à Figura 8a, em geral, o grau de anédrico, ou de ângulo anédrico a, é o ângulo entre uma primeira linha de referência de ponto de controle anédrico 36a, a qual nesse exemplo é coincidente com o plano de corda 34, e uma segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36b que passa através do ponto extremo de extremidade mais externa 33,- no ponto de controle anédrico mais externo no sentido do vão P12, e o plano de corda 34.It will be appreciated that the degree of anhedric, that is, the placement of the outermost endpoint 33 below (in this example) the rope plane 34, will be decided depending on the functional design criteria of the airfoil 14a. Referring to Figure 8a, in general, the degree of anhedric, or anhedric angle a, is the angle between a first anhedric control point reference line 36a, which in this example is coincident with the rope plane 34, and a second anhedric control point reference line 36b passing through the outermost endpoint 33, at the outermost anhedric control point in the direction of span P12, and the rope plane 34.

Tal segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36b subtende um ângulo anédrico α entre 4o e 30° em relação ao plano de corda 34, e preferivelmente em um ângulo de entre 4,4° e 25°. O ponto de controle anédrico PIO intermediário aos pontos de controle anédrico mais interno no sentido do vão P9 e mais externo no sentido do vão P12 é indicado na Figura 8a como estando onde a primeira e a segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36a, 36 se cruzam, que no presente exemplo ê onde a segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36b cruza o plano de corda 34.Such a second anhedron control point reference line 36b subtends an anhedron angle α between 4 ° and 30 ° with respect to the rope plane 34, and preferably at an angle between 4.4 ° and 25 °. The anhedric control point PIO intermediate to the innermost anhedron control points P9 and outermost anomaly P12 is indicated in Figure 8a as being where the first and second anhedron control point reference line 36a, 36 intersect, which in the present example is where the second anhedron control point reference line 36b crosses the rope plane 34.

Utilizando três dos tais pontos de controle posicionados P9, PIO e P12, uma curva de Bezier pode ser traçada a qual é a curva seguida pelo anédrico.Using three of such positioned control points P9, PIO and P12, a Bezier curve can be plotted which is the curve followed by the anhedric.

Se for desejado a curva de Bezier a qual o anédrico acompanha pode ser construída a partir de mais do que três pontos de controle. No exemplo da Figura 8b, quatro pontos de controle P9, PIO, Pll e P12 são utilizados, com os pontos de controle mais interno e mais externo no sentido do vão P9, P12 sendo posicionados como no exemplo da Figura 8a. Contudo, um primeiro ponto de controle anédrico intermediário PIO está localizado na primeira linha de referência de ponto de controle anédrico 36a, enquanto que o segundo ponto de controle intermediário Pll está localizado na segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36b, e nenhum deles onde a segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36b intersecta a primeira linha de referência de ponto de controle anédrico 36a.If desired, the Bezier curve that the anedric follows can be constructed from more than three control points. In the example of Figure 8b, four control points P9, PIO, Pll, and P12 are used, with the innermost and outermost control points in the direction of span P9, P12 being positioned as in the example of Figure 8a. However, a first intermediate anhedric control point PIO is located at the first anhedric control point reference line 36a, while the second intermediate anhydrous control point Pll is located at the second anhedric control point reference line 36b, and none of them where the second anhedron control point reference line 36b intersects the first anhedron control point reference line 36a.

Mais propriamente nesse exemplo, o primeiro ponto de controle anédrico intermediário PIO, está localizado ao longo da primeira linha de referência de ponto de controle anédrico 36a que é coincidente com o plano de corda 34, em uma posição entre 20% e 55% da extensão no sentido do vão da região de ponta 20 a partir da estação de ponta B-B, e preferivelmente aproximadamente 33% dessa extensão no sentido do vão. Contudo, o primeiro ponto de controle anédrico intermediário PIO preferivelmente não está localizado no sentido do vão para fora além de onde a primeira e a segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36a, 36b se cruzam. O segundo ponto de controle intermediário Pll está localizado ao longo da segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36b que passa através do ponto extremo de extremidade mais externa 33 em um ângulo anédrico de entre 4o e 30°, e preferivelmente entre 4,4° e 25°, em uma posição entre 55% e 90% da extensão no sentido do vão da região de ponta 20 a partir da estação de ponta B-B e preferivelmente de aproximadamente 66% dessa extensão no sentido do vão. Contudo, o segundo ponto de controle anédrico intermediário Pll preferivelmente não está localizado no sentido para dentro além de onde a primeira e a segunda linha de referência de ponto de controle anédrico 36a, 36b se cruzam.More properly in this example, the first intermediate anhedric control point PIO is located along the first anhedric control point reference line 36a which coincides with the rope plane 34 at a position between 20% and 55% of the length. towards the span of the peak region 20 from the peak station BB, and preferably approximately 33% of that extension towards the span. However, the first intermediate anhedric control point PIO is preferably not located outwardly beyond where the first and second anhedric control point reference line 36a, 36b intersect. The second intermediate control point P1 is located along the second anhedric control point reference line 36b passing through the outermost endpoint 33 at an anhedron angle of between 4 ° and 30 °, and preferably between 4.4 ° to 25 °, at a position between 55% and 90% of the span direction extension of the tip region 20 from the tip station BB and preferably approximately 66% of that span direction extension. However, the second intermediate anhedric control point P1 is preferably not located inwardly beyond where the first and second anhedric control point reference lines 36a, 36b intersect.

Embora nos exemplos descritos, o aerofólio de rotor de cauda 14a seja provido com torção em torno do eixo de referência L de hélice, isso não é essencial e o aerofólio 14a podería ser reto. A colocação dos pontos de controle de Bezier PI a P12; conforme descrito acima; possibilita que a configuração de região de ponta 20 de um aerofólio seja projetada de forma singular. Além disso, software CAD pode ser facilmente utilizado para gerar superfícies de Bezier (ou mais precisamente B-Spline ou NÜRBS) a partir desses pontos de controle PI a P12 conforme descrito. O uso de pontos de controle de Bezier para determinar a borda extrema 28, borda traseira 39 (na região de ponta 20) e configurações de anédrico da hélice de rotor 14a, utilizando um pacote de software de desenho 3D, proporciona a pronta modificação ou redefinição das superfícies respectivas para otimização da configuração de região de ponta 20, mediante mudança das posições dos vários pontos de controle de Bezier dentro dos parâmetros definidos pelas reivindicações desse pedido, facilitando assim o uso da avaliação de desempenho aerodinâmico computacional.Although in the examples described, tail rotor airfoil 14a is provided with twisting around the propeller reference axis L, this is not essential and airfoil 14a could be straight. The placement of control points from Bezier PI to P12; as described above; enables an airfoil tip region 20 configuration to be uniquely designed. In addition, CAD software can easily be used to generate Bezier surfaces (or more precisely B-Spline or NÜRBS) from these PI to P12 control points as described. Using Bezier control points to determine extreme edge 28, rear edge 39 (in tip region 20), and rotor propeller anhedron configurations 14a using a 3D design software package provides for prompt modification or redefinition. respective surfaces for optimizing the tip region configuration 20 by changing the positions of the various Bezier control points within the parameters defined by the claims of this application, thereby facilitating the use of computational aerodynamic performance assessment.

Com referência à Figura 7, é ilustrado um aerofólio alternativo que é uma das hélices de rotor principal 12a- 12d do sistema de rotor de sustentação principal 12 do helicóptero da Figura 1, isto é, a hélice de rotor principal 12a. Essa pode ou não ter torção em torno do eixo de referência L de hélice, conforme exigido.Referring to Figure 7, an alternate airfoil is illustrated which is one of the main rotor propellers 12-12d of the main lift rotor system 12 of the helicopter of Figure 1, i.e. the main rotor propeller 12a. This may or may not have a twist around the propeller reference axis L as required.

Partes similares da hélice de rotor principal 12a à hélice de rotor de cauda 14a já descritas são indicadas com as mesmas referências. Como a hélice de rotor principal 12a é um aerofólio de um sistema rotativo 12 (como a hélice de rotor de cauda 14a das figuras anteriores) , o vão de aerofólio efetivo R é o raio de varredura a partir do eixo de rotação V até o ponto extremo de extremidade mais externa 33. A hélice de rotor principal 12a da Figura 7 tem uma porção principal 16 que se estende a partir da extremidade de raiz 17 em direção a uma região de ponta de hélice 20, porém de forma diferente da hélice de rotor de cauda 14a previamente descrita, a hélice de rotor principal 12a tem um painel de ponta TP entre a porção principal 16 da hélice 12a e a região de ponta 20. O painel de ponta TP se estende no sentido do vão para fora a partir de uma estação de painel de ponta DD em uma posição em aproximadamente 8 5%R a 88%R, até a estação de ponta B-B a qual conforme mencionado anteriormente está localizada em aproximadamente 94%R, e a qual mais geralmente pode estar localizada em 93,5%R a 95,9%R. O painel de ponta TP tem uma borda dianteira 2 5a que varre no sentido para trás a partir da estação de painel de ponta D-D até a estação de ponta B-B, mas a borda dianteira 25a do painel de ponta TP na estação de painel de ponta D-D está no sentido para frente da borda dianteira 25 da porção principal 16 da hélice de rotor principal 12a. No exemplo, a borda dianteira 25a na estação de ponta B-B está posicionada no sentido para trás da borda dianteira 25a na estação de painel de ponta D-D.Similar parts of the main rotor propeller 12a to the tail rotor propeller 14a already described are indicated with the same references. Since the main rotor propeller 12a is an airfoil of a rotary system 12 (such as the tail rotor propeller 14a of the previous figures), the effective airfoil gap R is the sweep radius from the rotational axis V to the point outermost end 33. The main rotor propeller 12a of Figure 7 has a main portion 16 that extends from the root end 17 toward a propeller tip region 20, but differently from the rotor propeller tail rotor 14a previously described, the main rotor propeller 12a has a TP tip panel between the main portion 16 of the propeller 12a and the tip region 20. The TP tip panel extends outwardly from a DD tip panel station at a position at approximately 85% R to 88% R, to BB tip station which as mentioned above is located at approximately 94% R, and which most generally may be located at 93, 5% R a 95.9% R. The TP nib panel has a front edge 25a that sweeps backward from the DD nib panel station to the BB nib station, but the front edge 25a of the TP nib panel on the DD nib panel station. is facing forward of leading edge 25 of main portion 16 of main rotor propeller 12a. In the example, front edge 25a on end station B-B is positioned backward of front edge 25a on end panel station D-D.

Isso é obtido mediante provisão de uma região de mistura G entre a borda dianteira 25 da hélice de rotor principal 12a sobre a porção principal 16 da hélice 12a, que se estende sobre ao menos aproximadamente 75% do vão global da hélice de rotor principal 12a, e a borda dianteira 25a na estação de painel de ponta D-D. Assim, a região de mistura G se estende a partir de aproximadamente 75%R a aproximadamente 85%R até 88%R, e a borda dianteira na região de mistura G, assim como parte da borda dianteira 2 5a do painel de ponta TP, se estendendo no sentido para frente da borda dianteira 25 sobre a porção principal 16 da hélice 12a.This is achieved by providing a mixing region G between the leading edge 25 of the main rotor propeller 12a over the main portion 16 of the propeller 12a extending over at least about 75% of the overall gap of the main rotor propeller 12a, and the front edge 25a on the end panel station DD. Thus, the mixing region G extends from approximately 75% R to approximately 85% R to 88% R, and the leading edge in the mixing region G, as well as part of the leading edge 25a of the TP tip panel, extending forward of the leading edge 25 over the main portion 16 of the propeller 12a.

Uma borda traseira 26a do painel de ponta TP se estende no sentido para trás a partir da estação de painel de ponta D-D até a estação de ponta B-B, porém ao menos no exemplo, a borda traseira da região de mistura de entre a porção principal 16 e a estação de painel de ponta D-D da hélice é geralmente reta e corresponde à borda traseira 26 sobre a porção principal 16 da hélice 12a.A rear edge 26a of the TP tip panel extends rearwardly from the DD tip panel station to the BB tip station, but at least in the example, the rear edge of the mixing region from the main portion 16. and the propeller end panel station DD is generally straight and corresponds to the rear edge 26 over the main portion 16 of the propeller 12a.

Evidentemente, a invenção pode ser aplicada às hélices de rotor com painéis de ponta TP (ou não) de dimensões variadas em relação àquelas mostradas. O formato da curva que ê seguido pela borda dianteira da região de mistura G e/ou borda dianteira 25a do painel de ponta TP, poderia ser construído como uma ou mais curvas de Bezier utilizando pontos de controle, como poderia a curva que ê seguida pela borda traseira 26a do painel de ponta TP, embora esteja dentro do escopo da invenção que essas curvas sejam construídas de outro modo.Of course, the invention can be applied to rotor blades with TP (or not) tip panels of varying dimensions from those shown. The shape of the curve that is followed by the leading edge of the mixing region G and / or leading edge 25a of the TP tip panel could be constructed as one or more Bezier curves using control points, as could the curve that is followed by rear edge 26a of the TP edge panel, although it is within the scope of the invention that such curves are otherwise constructed.

De acordo com a presente invenção, a borda extrema 28 da região de ponta 20 segue uma curva que é construída como uma curva de Bezier a partir de quatro pontos de controle PIj__ P2, P3 e P4 do mesmo modo como descrito acima para a borda extrema 28 da região de ponta 20 da hélice de rotor de cauda 14a. Contudo, nesse exemplo, o polígono de limite no qual os pontos de controle PI a P4 estão situados é de uma configuração diferente em relação ao retângulo conforme é o caso ilustrado, por exemplo, na Figura 3. O polígono de limite que limita a região de ponta 20 da hélice de rotor principal 12a é, outra vez, um trapézio e o primeiro e o terceiro lado SI e S3 são paralelos e ortogonais ao eixo de referência L de hélice. O segundo e o quarto lado S2 e S4, no exemplo, são paralelos entre si, mas se estendem em um ângulo de varredura β em relação ao eixo de referência L de hélice, porém em outra modalidade, o segundo e o quarto lado S2 e S4 não precisam ser paralelos. O primeiro ponto de controle Pl está localizado no polígono de limite na borda dianteira 25a na estação de ponta B-B, e o ponto de controle P4 está localizado no ponto extremo de extremidade mais externa 33 da hélice de rotor principal 12a. O primeiro ponto de controle intermediário P2 está localizado ao longo do segundo lado S2 do polígono de limite, entre onde o segundo lado S2 intersecta o primeiro e o terceiro lado de polígono de limite SI e S3, em uma posição entre 30% e 80% da extensão do segundo lado S2 a partir do primeiro ponto de controle Pl. O segundo lado de polígono de limite S2 é uma tangente em relação à borda dianteira 25a no primeiro ponto de controle Pl na estação de ponta B-B. O terceiro ponto de controle P3 está localizado ao longo do terceiro lado S3 do polígono de limite entre onde o terceiro lado S3 intersecta o segundo e o quarto lado de polígono, em uma posição entre 30% e 90% da extensão do terceiro lado a partir da intersecção do terceiro lado S3 e segundo lado S2 do polígono de limite.In accordance with the present invention, the extreme edge 28 of the tip region 20 follows a curve that is constructed as a Bezier curve from four control points PI1, P2, P3 and P4 in the same manner as described above for the extreme edge. 28 of the tip region 20 of the tail rotor propeller 14a. However, in this example, the boundary polygon in which the control points PI to P4 are situated is of a different configuration than the rectangle as illustrated, for example, in Figure 3. The boundary polygon bounding the region Tip 20 of the main rotor propeller 12a is again a trapezoid and the first and third sides SI and S3 are parallel and orthogonal to the propeller reference axis L. The second and fourth sides S2 and S4, in the example, are parallel to each other but extend at a sweep angle β relative to the propeller reference axis L, but in another embodiment, the second and fourth sides S2 and S4 need not be parallel. The first control point P1 is located at the front edge boundary polygon 25a at the tip station B-B, and the control point P4 is located at the outermost endpoint 33 of the main rotor propeller 12a. The first intermediate control point P2 is located along the second side S2 of the boundary polygon, where the second side S2 intersects the first and third side of boundary polygon SI and S3, at a position between 30% and 80%. of the extension of the second side S2 from the first control point P1. The second boundary polygon side S2 is a tangent to the leading edge 25a at the first control point P1 at the BB tip station. The third control point P3 is located along the third side S3 of the boundary polygon between where the third side S3 intersects the second and fourth polygon side, at a position between 30% and 90% of the third side extension from of the intersection of the third side S3 and second side S2 of the boundary polygon.

Assim, como com a borda extrema 28 da hélice de rotor de cauda 14a, a borda extrema 28 da hélice de rotor principal 12a é projetada mais facilmente utilizando os sistemas CAD/CAM para obter uma funcionalidade de modelo desej ada. A borda traseira 39 da região de ponta 20 da hélice de rotor principal 12a segue uma curva de Bezier que é construída a partir de dois pontos de controle P5 e P8, localizados respectivamente mais interno no sentido do vão e mais externo no sentido do vão, e um ou dois pontos de controle intermediários P6 e P7. Na Figura 7, quatro pontos de controle P5 a P8 são usados, com o ponto de controle mais interno no sentido do vão P5 estando localizado na borda traseira 26a na estação de ponta B-B, e o ponto de controle mais externo no sentido do vão P8 estando localizado no ponto extremo de extremidade mais externa 33.Thus, as with the extreme edge 28 of the tail rotor propeller 14a, the extreme edge 28 of the main rotor propeller 12a is more easily designed using CAD / CAM systems to achieve desired model functionality. The rear edge 39 of the tip region 20 of the main rotor propeller 12a follows a Bezier curve that is constructed from two control points P5 and P8, located respectively inwardly and outwardly, and one or two intermediate control points P6 and P7. In Figure 7, four control points P5 to P8 are used, with the innermost control point in the P5 direction being located at the rear edge 26a on the BB tip station, and the outermost control point in the P8 direction. being located at the outermost endpoint 33.

Um primeiro ponto de controle intermediário P6 está localizado ao longo de uma primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39a que é uma tangente em relação ã borda traseira 26a na estação de ponta B-B.A first intermediate control point P6 is located along a first rear edge control point reference line 39a which is tangent to the rear edge 26a at tip station B-B.

Mais especificamente, a tangente está para a borda traseira de painel de ponta 26a na estação de ponta B-B. Essa primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39a subentende um ângulo em relação ao eixo de referência L de hélice que é o ângulo de varredura β. No exemplo da Figura 7, a primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira 3 9a esta assim em congruência com o quarto lado do polígono de limite no qual os pontos de controle PI a P4 para construir a curva de Bezier na borda extrema 28, estão localizados. O ângulo de varredura β tipicamente é de até 30° em relação ao eixo de referência de hélice. Evidentemente no exemplo da hélice de rotor de cauda 14a descrita com referência à Figura 3, o ângulo de varredura β é zero, isto é, a borda traseira 39 na região de ponta 20 subentende um ângulo de zero em relação ao eixo de referência L de hélice. Na generalidade, o ângulo de varredura β pode ser algo ente zero e aproximadamente 30°. O ângulo de varredura β das bordas dianteira e traseira da região de ponta 2 0 pode ser diferente para acomodar o afilamento do painel de ponta. O ponto de controle P6 está localizado preferivelmente entre 10% e 33% da extensão no sentido do vão da região de ponta 2 0 a partir da estação de ponta B-B, mas não no sentido do vão para fora além de onde a primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39a se cruza com uma segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira 3 9b ao longo da qual está localizado o ponto de controle P7. A segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39b passa através do ponto extremo de extremidade mais externa 33 e, portanto, ponto de controle P8, e subentende um ângulo em relação ao eixo de referência L de hélice que esta entre zero e o ângulo de varredura β ou mais geralmente, um ângulo entre zero e 1,5 vezes o ângulo de varredura β. O segundo ponto de controle intermediário P7 está localizado ao longo da segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39b em uma posição entre 66% e 9 0% da extensão no sentido do vão da região de ponta 20 a partir da estação de ponta B-B, mas não no sentido do vão para dentro além da intersecção com a primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira.More specifically, the tangent is towards the rear edge of the tip panel 26a at the tip station B-B. This first rear edge control point reference line 39a implies an angle to the propeller reference axis L which is the sweep angle β. In the example of Figure 7, the first rear edge control point reference line 9a is thus congruent with the fourth side of the boundary polygon on which the control points PI to P4 construct the extreme edge Bezier curve 28, are located. The sweep angle β is typically up to 30 ° to the propeller reference axis. Of course in the example of the tail rotor propeller 14a described with reference to Figure 3, the sweep angle β is zero, i.e. the rear edge 39 in the tip region 20 implies a zero angle with respect to the reference axis L of propeller. In general, the scanning angle β can be anywhere from zero to approximately 30 °. The sweep angle β of the front and rear edges of the tip region 20 may be different to accommodate the tip panel tapering. Control point P6 is preferably located between 10% and 33% of the span direction extension of the tip region 20 from tip station BB, but not towards the span beyond where the first reference line is located. rear edge control point 39a intersects a second rear edge control point reference line 3 9b along which control point P7 is located. The second rear edge control point reference line 39b passes through the outermost endpoint 33 and thus control point P8, and implies an angle to the propeller reference axis L which is between zero and the sweep angle β or more generally, an angle between zero and 1.5 times the sweep angle β. The second intermediate control point P7 is located along the second rear edge control point reference line 39b at a position between 66% and 90% of the span region direction extension 20 from the control station. BB point, but not inwardly beyond the intersection with the first rear edge control point reference line.

As Figuras 9b e 9d ilustram configurações alternativas de borda traseira 39 que variará de acordo com a posição do ponto de borda traseira mais externa 33, e assim a posição do ponto de controle P8, e o posicionamento dos pontos de controle intermediários P6 e P7 ao longo de suas respectivas linhas de referência de ponto de controle de borda traseira 39a, 39b. As Figuras 9a e 9c ilustram configurações alternativas de borda traseira 39 onde apenas um ponto de controle intermediário P6 é usado para construir a curva de Bezier seguida pela borda traseira 39.Figures 9b and 9d illustrate alternative rear edge configurations 39 which will vary according to the position of the outermost rear edge point 33, and thus the position of control point P8, and the positioning of intermediate control points P6 and P7 to along their respective rear edge control point reference lines 39a, 39b. Figures 9a and 9c illustrate alternative rear edge configurations 39 where only an intermediate control point P6 is used to construct the Bezier curve followed by rear edge 39.

Na Figura 9a pode ser visto que o (único) ponto de controle intermediário P 6 está localizado na intersecção das duas de referência de ponto de controle de borda traseira 39a, 39b. Nesse exemplo, a borda traseira 26a do painel de ponta adjacente TP é curva, e o ponto extremo de extremidade mais externa 33 está posicionado, de tal modo que a tangente na estação de ponta B-B, isto é, a primeira linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39a cruza a segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39b em uma posição no sentido da corda para fora e no sentido para trás da curva de Bezier que é construído utilizando aqueles três pontos de controle P5, P6 e P8.In Figure 9a it can be seen that the (single) intermediate control point P 6 is located at the intersection of the two rear edge control point reference 39a, 39b. In this example, the rear edge 26a of the adjacent tip panel TP is curved, and the outermost endpoint 33 is positioned such that the tangent at the tip station BB, that is, the first point reference line. edge control line 39a crosses the second rear edge control point reference line 39b in an outward and backward direction of the Bezier curve that is constructed using those three control points P5, P6 and P8.

Comparando isso com a configuração mostrada na Figura 9c, nesse arranjo o ponto extremo de extremidade mais externa 33 está posicionado no sentido da corda mais distante no sentido para fora, no sentido para trás, embora a curva da borda traseira adjacente 26a do painel de ponta TP seja similar ao da Figura 9a. Contudo, como o resultado da primeira e segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39a, 39 se intersectando em uma posição que está no sentido da corda para dentro da curva de Bezier que é construído utilizando os três pontos de controle P5, P6 e P8. Pode ser visto na Figura 9c que a borda traseira do aerofõlio desse modo se curva em um sentido sobre a borda traseira 26a do painel de ponta TP, e inverte sua direção de curva sobre a borda traseira 39 sobre a região de ponta 20.Comparing this with the configuration shown in Figure 9c, in that arrangement the outermost endpoint 33 is positioned farthest outwardly in the rearward direction, although the adjacent rear edge curve 26a of the tip panel TP is similar to Figure 9a. However, as a result of the first and second rear edge control point reference line 39a, 39 intersecting at a position that is in the chord direction into the Bezier curve that is constructed using the three control points P5, P6 and P8. It can be seen from Figure 9c that the rear edge of the airfoil thus bends in one direction over the rear edge 26a of the TP edge panel, and reverses its curve direction over the rear edge 39 over the tip region 20.

Na Figura 9b, outra vez a intersecção da primeira e da segunda linha de referência de ponto de controle de borda traseira 39a, 39b está no sentido da corda para fora, para trás da curva de Bezier construída utilizando os quatro pontos de controle P5, P6, P7 e P8, enquanto que na Figura 9B, a intersecção é como no caso ilustrado na Figura 9c, no sentido para dentro da corda da curva de Bezier que é construída utilizando os quatro pontos de controle P5 a P8.In Figure 9b, again the intersection of the first and second rear edge control point reference line 39a, 39b is in the chord outward direction behind the Bezier curve constructed using the four control points P5, P6. , P7 and P8, while in Figure 9B, the intersection is as in the case illustrated in Figure 9c, inwardly of the Bezier curve chord which is constructed using the four control points P5 to P8.

No. caso da segunda curva de Bezier que é seguida pela borda traseira 39 sobre a região de ponta 20 sendo uma curva de Bezier cúbica construída a partir de quatro pontos de controle, se desejado, o primeiro ponto de controle de Bezier de borda traseira intermediária P6 pode estar localizado no sentido do vão da hélice 12a entre 94,6%R e 96,5%R, por exemplo, em _95,44%R, e o segundo ponto de controle P7 de Bezier de borda traseira intermediária pode estar localizado no sentido do vão da hélice 14a entre 96,5%R e 98,4%R, por exemplo, em 97,47%R. A hélice de rotor principal 12a descrito em relação à Figura 7 pode ter anédrico sobre a região de ponta 20, que segue uma curva em um plano vertical, exatamente da mesma maneira como descrito com relação ao anédrico da hélice de rotor de cauda 14a descrita acima. Assim, a ilustração da Figura 8a que indica como a curva anédrica pode acompanhar uma curva de Bezier construída a partir de três pontos de controle P9, PIO e P12 é aplicável para prover anédrico à hélice de rotor principal 12a, como na configuração alternativa da Figura 8b.No. case of the second Bezier curve which is followed by the rear edge 39 over the tip region 20 being a cubic Bezier curve constructed from four control points, if desired, the first intermediate rear edge Bezier control point P6 may be located in the direction of the propeller gap 12a between 94.6% R and 96.5% R, for example at _95.44% R, and the second intermediate rear edge Bezier control point P7 may be located propeller span 14a between 96.5% R and 98.4% R, for example at 97.47% R. The main rotor propeller 12a described with respect to Figure 7 may have anhedron over tip region 20, which follows a curve in a vertical plane, in exactly the same manner as described with respect to the tail rotor propeller anhedron described above. . Thus, the illustration of Figure 8a indicating how the anhedric curve may follow a Bezier curve constructed from three control points P9, PIO, and P12 is applicable for providing anhedric to the main rotor propeller 12a, as in the alternative embodiment of Figure. 8b.

Nesse arranjo mencionado por último, a curva anédrica da hélice principal 12a acompanha uma curva de Bezier adicional construída utilizando quatro pontos de controle anédrico P9, PIO, Pll, P12 mais propriamente do que os três da Figura 8a. O ponto de controle anédrico mais interno no sentido do vão P8 está localizado onde o plano de corda 34 cruza a estação de ponta B-B, e o ponto de controle mais externo no sentido do vão P12 está localizado no ponto extremo de extremidade mais externa 33 cuja posição é decidida como uma questão de modelo de hélice fundamental. A partir do acima, será considerado que uma gama de aerofólios pode ser produzida com bordas de ponta de configuração variável dependendo do posicionamento selecionado dos respectivos quatro pontos de controle, mas que em cada caso, o formato da borda extrema acompanhará a primeira curva de Bezier.In this arrangement mentioned last, the anhedric curve of the main propeller 12a follows an additional Bezier curve constructed using four anhedric control points P9, PIO, Pll, P12 more properly than the three of Figure 8a. The innermost anhedric control point P8 is located where the rope plane 34 crosses the BB tip station, and the outermost control point P12 is located at the outermost endpoint 33 whose Position is decided as a matter of fundamental propeller model. From the above, it will be appreciated that a range of airfoils may be produced with varying tipping edges depending on the selected positioning of the respective four control points, but that in each case the extreme edge shape will follow the first Bezier curve. .

Preferivelmente, a borda traseira 39 sobre a região de ponta 20, e/ou o formato anédrico podem ser configurados para acompanhar a respectiva segunda curva de Bezier e/ou curvas de Bezier adicionais embora uma gama de diferentes configurações de anédrico e/ou borda posterior possa ser obtida seguindo-se as curvas de Bezier. Além disso, a invenção pode ser aplicada a um rotor de cauda, a um aerofólio de rotor principal e na realidade é uma ampla variedade de outros aerofólios que podem ser aerofólios fixos, isto é, fixos em relação a uma estrutura de suporte tal como a fuselagem de uma aeronave, e aerofólios que são sustentados por um sistema rotativo, tais como aerofólios de rotor, turbinas e semelhantes.Preferably, the rear edge 39 over the tip region 20, and / or the anhedric shape may be configured to accompany the respective second Bezier curve and / or additional Bezier curves although a range of different anhedric and / or rear edge configurations. can be obtained by following the Bezier curves. Further, the invention may be applied to a tail rotor, a main rotor airfoil and is in fact a wide variety of other airfoils which may be fixed airfoils, i.e. fixed relative to a support structure such as the fuselage of an aircraft, and airfoils that are supported by a rotary system, such as rotor airfoils, turbines and the like.

Uma avaliação computacional das hélices de rotor exemplares 14a e 12a descritas nesse pedido indica que essas configurações de hélice 14a, 12a oferecem vantagens significativas em relação âs hélices de rotor conhecidos, em termos de eficiência da ação de pairar (do helicóptero 10 ao qual são montadas as lâminas de rotor 14a, 12a) e em retardar o aumento de potência no início da perda de velocidade.A computational evaluation of the exemplary rotor propellers 14a and 12a described in this application indicates that these propeller configurations 14a, 12a offer significant advantages over known rotor propellers in terms of hovering efficiency (of helicopter 10 to which they are mounted). rotor blades 14a, 12a) and retarding power increase at the onset of speed loss.

As características reveladas na descrição precedente, ou nas reivindicações seguintes, ou nos desenhos anexos, expressas em suas formas específicas ou em termos de um meio para realizar a função revelada, ou um método ou processo para se obter o resultado revelado, conforme apropriado podem ser, separadamente, ou em qualquer combinação de tais características, utilizadas para realizar a invenção em suas diversas formas.The characteristics disclosed in the preceding description, the following claims, or the accompanying drawings, expressed in their specific form or in terms of a means for performing the disclosed function, or a method or process for obtaining the disclosed result as appropriate may be separately or in any combination of such features used to carry out the invention in its various forms.

Claims

1. Aerofoil characterized by having a main portion of aerofoil cross-section, a root end towards the internal span where the aerofoil in use is attached to a support structure, and an outermost towards the outer span. of the main portion, in addition to a tip station, a tip region, and the tip region including an extreme edge, the extreme edge plan shape configuration situated on a first Bezier curve constructed from at least four points Pl, P2, P3, and P4 control points, each of the Pl, P2, P3, and P4 control points situated on the periphery of a point-bounding polygon, the Bezier Pl control point being located at a leading edge of the airfoil at the peak station, which are in a position going from 93.5% R to 95.9% R, where the first and second sides of the polygon are, the first side being at the extends perpen to a propeller reference axis extending towards the gap of the main portion of the airfoil, and the second side being a tangent to the front edge of the airfoil at control point P1 extending between the control point Pl to a position where the second side meets a third side of the boundary polygon in a position away from the extreme edge, the third side being parallel to the first side and extending between the position where the third side meets the second side, as far as the third side and fourth side are, the control point P2 being located on the second side at a position between 30% and 80% along the second side from Pl, the control point P3 being located on the third side at a position between 30% and 90% along the third side from where the second and third side meet, and control point P4 being located at the outermost endpoint at a rear edge of the airfoil, where R is the effective airfoil gap.

Aerofoil according to claim 1, characterized in that the Bezier curve in which the plant shape configuration of the extreme edge of the tip region is situated is a cubic Bezier curve.

Aerofoil according to claim 1 or claim 2, characterized in that the boundary polygon is a trapezoid.

Aerofoil according to claim 3, characterized in that the fourth side of the boundary polygon is tangent to a rear edge of the aerofoil where the first side meets the rear edge, and the fourth side extends between where the first side meets the rear edge and the fourth side meets the third side.

Aerofoil according to claim 1, 2 or 3, characterized in that the outermost endpoint is situated on the third side.

Aerofoil according to claim 5, characterized in that the outermost endpoint is situated on the third side where the third side meets the fourth side.

Aerofoil according to claim 5, characterized in that the outermost endpoint is situated on the third side between the control point P3 and where the third and fourth side of the boundary polygon meet.

Aerofoil according to any one of claims 1, 2, 3, 4, 5, 6 or 7, characterized in that the extreme edge of the aerofoil has a rounded front edge corner extending to an edge portion. which extends substantially in the flow direction so that the extreme edge is of a configuration extending backward from the control point PI.

Aerofoil according to any one of claims 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7 or 8, characterized in that the planar configuration of the rear edge of the aerofoil in the tip region is situated at a second Bezier curve constructed from at least two additional control points P5 and P8, control point P5 being located where the first side of the boundary polygon meets the rear edge, and control point P8 being located at the end of the outermost end.

Aerofoil according to claim 9, characterized in that the second Bezier curve between control points P5 and P8 is a straight line extending generally parallel to the propeller reference axis.

Aerofoil according to claim 9, characterized in that the Bezier curve is constructed from three control points P5, P6 and P8, the control point P6 being located at the intersection of the first and second line of control. rear edge control point reference, the first rear edge control point reference line being a tangent to the rear edge within the tip station, at control point P5, the first control point reference line rear edge extending at a sweeping angle of the propeller reference axis, and the second rear edge control point reference line being a line passing through control point P8 at the outermost endpoint and extends at an angle to the propeller reference axis that is between 0 and up to 1.5 times the sweep angle.

Aerofoil according to claim 9, characterized in that the second Bezier curve is constructed from four control points P5, P6, P7 and P8, the control point PS being located along a first rear edge control point reference line; which is tangent to the rear edge within the nose station at control point P5, the first rear edge control point reference line extending at a sweep angle to the propeller reference axis, and control point P7 is located along a second rear edge control point reference line being a line that passes through point P8 at the outermost endpoint and extends at an angle to the reference axis between 0 and up to 1.5 times the sweep angle.

Aerofoil according to claim 12, characterized in that the control point P6 is located along the first rear edge control point reference line at a position between 10% and 33% of extension in the direction of the tip region span from control point P5, but not towards the span towards the intersection of the first and second rear edge control point reference line, and the second point P7 is located along the second rear edge control point reference line at a position between 66% and 90% of the tip-to-point span direction from the P5 control point, but not towards the span within the intersection of the first and second rear edge control point reference line.

14 Aerofoil according to any one of claims 11, 12 or 13, characterized in that the second rear edge control point reference line extends at an angle to the propeller reference axis which is between zero and the sweep angle.

Aerofoil according to any one of claims 11, 12, 13 or 14, characterized in that the sweep angle is between 0 and 30 °.

Aerofoil according to any one of claims 12, 13, 14 or 15, wherein dependent on claim 12, characterized in that the second Bezier curve on which the rear edge of the aerofoil is situated in the tip region is a cubic Bezier curve.

Aerofoil according to any one of claims 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15 or 16, characterized in that the region edge has anhedric.

Airfoil according to Claim 17, characterized in that the airfoil has a rope plane extending over the airfoil between the front edge and the rear edge over the main portion of the airfoil, and the anhedric follows a curve. in a vertical plane that is perpendicular to the rope plane, the curve being between the airfoil pressure and suction surfaces over the tip region, and the curve being a third Bezier curve constructed from at least three control points P9, PIO and P12 in the vertical plane, and where the control plane P9 is located towards the airfoil gap at the end station, and in the rope plane, the control point P12 is located at the outermost endpoint , and the intermediate control point PIO being located at the intersection of the first, and second anhedric control point reference line, the first anhedric control point reference line sen coincident with the rope plane, and the second anhedron control point reference line passing through the control point P12 and extending at an anhedric angle from tip to the rope plane between 4 ° and 30 °.

Airfoil according to Claim 17, characterized in that the airfoil has a rope plane extending over the airfoil between the front edge and the rear edge over the main portion of the airfoil, and the anhedric follows a curve. in a vertical plane that is perpendicular to the rope plane, the curve being between airfoil pressure and suction surfaces over the tip region, and the curve being a third Bezier curve constructed from at least four control points P9 , PIO, Pll and P12 in the vertical plane, and where the control point P9 is located towards the airfoil gap at the end station, and in the rope plane, the control point P12 is located at the outermost edge, and the first intermediate PIO control point being located along a first anhedric control point reference line that is coincident with the rope plane, and a second intermediate control point Pll diary being located on a second anhedron control point reference line that passes through control point P12 and extends at an anhedric angle from tip to rope plane, between 4 ° and 30 °.

Aerofoil according to claim 19, characterized in that the first intermediate control point PIO is located along the first anhedric control point reference line at a position between 20% and 55% of extension of the tip region span from control point P9, but not towards the span in the direction out of the intersection of the first and second anhedric control point reference line, and the second intermediate control point Pll is located to the along the second anhedron control point reference line at a position between 55% and 90% -of the span region of the tip region from the control point P9, but not the span towards the inside of the intersection of the first and second anhedric control point reference line.

Aerofoil according to claim 20, characterized in that the first intermediate control point PIO is located along the first anhedric control point reference line at a position approximately 33% of the span direction. from the tip region from control point P9, and the second intermediate control point Pll is located along the second anhedric control point reference line at a position approximately 66% of the span direction of the tip from control point P9.

Aerofoil according to any one of claims 19, 20 or 21, characterized in that the second anhedric control point reference line passing through the control point P12 extends at an anhedric tip angle. in relation to the rope plane, between 4,4 ° and 25 °.

23 Aerofoil according to any one of claims 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21 or 22, characterized in that the main portion of the airfoil extends from the support structure towards the span by at least 75% of the overall effective airfoil span.

24 Aerofoil according to any one of claims 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20, 21 , 22 or 23, characterized in that the propeller reference axis extends towards the gap of the main portion of the airfoil in the middle of the average thickness of the main portion of the airfoil, and at least the main portion of the airfoil has a twist. between 0 ° and 16 ° along it about the propeller reference axis.

Aerofolium according to any one of claims 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20. 21, 22, 23 or 24, characterized in that the airfoil is attached at the root end to a rotatable support structure.

Aerofoil according to any one of claims 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 11, 12, 13, 14, 15, 16, 17, 18, 19, 20. 21, 22, 23, 24 or 25, characterized in that the aerofoil includes a nose panel located between the main portion of the aerofoil and the nose region, the nose panel extending outwardly towards the gap from an edge panel station between 85% R and 88% R relative to the edge station.

Aerofoil according to claim 26, characterized in that the propeller reference axis is located at 0.25C where 'C is the chord extension of the main portion of the aerofoil, and wherein the nose panel has a leading edge sweeping backward from the nose panel station to the nose station, the aerofoil front edge on the nose station being located at or rearward from where the propeller reference axis intersects the front edge.

Aerofoil according to claim 26 or 27, characterized in that between the nose panel and the main portion of the aerofoil is a mixing region in which the front and rear edges of the main portion match the respective front and rear edges of the nose panel, the mixing region extending outwardly from a mixing region station by approximately 75% R relative to the nose panel station.

Aerofoil according to claim 28, characterized in that at least portions of the front edges of each mixing region and the tip panel extend forward of the front edge of the main portion of the aerofoil.

Aerofoil according to Claim 28 or 29, characterized in that at least the front edge portions of each mixing region and nose panel are situated on one or more Bezier curves constructed from points. of control.

31. Aerofoil characterized in that it is substantially as described above with reference to the accompanying drawings.

32. A method of providing an airfoil which includes a main portion of the airfoil cross-section, an inner root end towards the gap where the airfoil is in use attached to a support structure, and at an end towards the airfoil. beyond the main portion, in addition to a tip station, a tip region, and the tip region including an extreme edge, the extreme edge plan shape configuration being situated on a first Bezier curve constructed from at least four control points Pl, P2, P3 and P4; each of the control points P1, P2, P3, and P4 situated on the periphery of a point-bounding polygon, the Bezier Pl control point being located at a leading edge of the airfoil at the point station, which is a position between 93.5% R and 95.9% R, where the first and second sides of the polygon meet, the first side being at the point station extending perpendicular to a reference axis extending at the the main portion of the airfoil, and the second side being a tangent to the front edge of the airfoil at control point P1 extending from control point P1 to a position where the second side meets a third side of the airfoil. boundary polygon in a position away from the extreme edge, the third side being parallel to the first side and extending between the position where the third side meets the second side, until where the third side and a fourth are. side, control point P2 being located on the second side at a position between 30% and 80% along the second side from Pl, control point P3 being located on the third side at a position between 30% and 90% along the third side from P2, and the control point P4 being located at the outermost endpoint at a rear edge of the airfoil, where R is the effective airfoil gap, the method characterized by modeling the configuration plan shape of the extreme edge to follow the first Bezier curve.

33. A method of providing an airfoil which is substantially as described above with reference to the accompanying drawings, and as shown therein.

34. Any novel feature or novel combination of features is described herein and / or in the accompanying drawings.